FR 2770825 A1 19990514 FR 9714220 A 19971113 La présente invention concerne un dispositif pour réduire les vibrations dans la cabine d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. On sait que les hélicoptères, de par leur principe même de fonctionnement, sont soumis à de fortes vibrations. Les différentes vibrations existantes, et surtout celles ressenties dans la cabine, présentent de nombreux inconvénients, notamment pour le confort de l'équipage et des passagers, ainsi que pour la fatigue des pièces et des équipements agencés dans ladite cabine. On sait que l'une des causes principales de ces vibrations est l'effort engendré sur le rotor principal de sustentation et d'avance, par la rotation de ses pales. En particulier, on sait que le fuselage d'un hélicoptere est soumis à des efforts et des moments (engendrés par le rotor principal), dont la fréquence fondamentale est égale au produit du nombre de pales de ce rotor par la fréquence de rotation de celui-ci. La réponse du fuselage est très sensible à l'écart entre les fréquences propres de l'hélicoptère et ce produit. De plus, de façon connue, ledit rotor principal de l'hélicoptère, en tournant, aspire l'air situé au-dessus de lui et le refoule vers le bas, en l'accélérant, de manière à créer une veine d'air en mouvement. La pression et la vitesse de l'air varient tout au long de cette veine d'air. L'écoulement de cet air sur la structure de l'hélicoptère engendre des vibrations, notamment latérales, particulièrement sensibles au niveau de la cabine et généralement dénommées "tail shake" dans la technique aéronautique. Les vibrations ainsi engendrées sont principalement dues à l'excitation par l'écoulement aérodynamique précité des modes propres de la structure de l'hélicoptère, et notamment du premier mode de flexion latérale de la queue de l'hélicoptère. Les vibrations dues à l'excitation de ce premier mode de flexion latérale présentent généralement une fréquence de quelques hertz et sont extrêmement gênantes. On connaît différents dispositifs antivibratoires destinés à réduire lesdites vibrations notamment dans la cabine, pour augmenter le confort des pilotes et des passagers. Une première solution connue prévoit des dispositifs antivibratoires passifs, qui sont réalisés généralement sous forme de résonateurs, qui sont agencés aux endroits où l'on désire réduire les vibrations et qui agissent par résonance à une fréquence prédéterminée de manière à réduire les vibrations présentant cette fréquence. Cette première solution présente toutefois une efficacité réduite, puisqu'elle ne peut agir que sur les vibrations présentant ladite fréquence prédéterminée et non sur les autres vibrations existantes. De plus, lorsque les vibrations à réduire changent de fréquence, ledit dispositif antivibratoire devient inefficace et ne peut pas être adapté à ce changement. Une seconde solution connue consiste à monter des dispositifs antivibratoires, sous forme de pendules, au niveau des pales du rotor principal de l'hélicoptère. Cette solution présente l'inconvénient d'agir directement sur des pièces essentielles de l'hélicoptère et risque, de ce fait, de provoquer des incidents graves, en cas de panne ou de mauvais fonctionnement desdits dispositifs antivibratoires. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un dispositif, de réalisation simple et de coût réduit, qui permet de réduire de façon efficace, et en toute sécurité, les vibrations les plus importantes, existant dans la cabine d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte - au moins un capteur, de préférence un accéléromètre, agencé sur la structure de l'aéronef et susceptible de mesurer les valeurs d'au moins un paramètre représenta tif des vibrations de ladite cabine - au moins un résonateur commandable monté directement dans ladite cabine et susceptible d'engendrer dans cette dernière un effort s'opposant auxdites vibra tions ; et - une unité de commande susceptible de commander ledit résonateur, en fonction des valeurs mesurées par ledit capteur, de manière à réduire et minimiser lesdites vi brations. Comme le ou lesdits résonateurs sont commandables, on peut adapter leur action, et donc l'action antivibratoire du dispositif conforme à l'invention, aux vibrations existantes à atténuer et aux éventuelles variations de leurs fréquences, ceci pouvant de plus être réalisé en temps réel en raison des mesures (effectives) qui sont réalisées en temps réel par le ou lesdits capteurs. De plus, ledit dispositif et en particulier le ou lesdits résonateurs n'agissent pas sur des organes ou pièces essentiels de l'aéronef, de sorte que l'action antivibratoire réalisée selon l'invention ne présente aucun risque pour la sécurité. En outre, en raison du nombre et de la nature des composants dudit dispositif conforme à l'invention, ce dernier peut être réalisé de façon simple et à coût ré duit et être réglé facilement, notamment par rapport à un résonateur passif qui nécessite de façon connue un réglage pointu au montage. On notera de plus que ledit dispositif conforme à l'invention, qui ne nécessite pour son montage aucune modification de pièces ou d'organes de l'aéronef, peut être monté sur tout type d'aéronef à voilure tournante. Par ailleurs, de façon avantageuse, ladite unité de commande réalise les opérations successives suivantes - elle détermine, à partir des valeurs mesurées par ledit capteur, un niveau vibratoire représentatif desdites vibrations de la cabine - elle estime l'effort devant être engendré par ledit ré sonateur pour réduire et minimiser ledit niveau vibra toire à un niveau vibratoire minimal estimé - elle commande ledit résonateur de sorte qu'il engendre ledit effort estimé ; et ensuite - elle réalise, de façon itérative, les opérations suc cessives suivantes elle détermine le niveau vibratoire effectif résul tant de la dernière commande dudit résonateur, à par tir des valeurs correspondantes mesurées par ledit capteur elle calcule la différence entre ledit niveau vibra toire effectif et le dernier niveau vibratoire mini mal estimé ; et elle estime, à partir de ladite différence, un nouvel effort devant être engendré par ledit résonateur pour réduire et minimiser ledit niveau vibratoire à un nouveau niveau vibratoire minimal estimé ; et elle commande ledit résonateur de sorte qu'il engen dre ledit nouvel effort. De préférence, lorsque le dispositif conforme à l'invention comporte une pluralité de capteurs, pour es timer ledit effort permettant de minimiser ledit niveau vibratoire, ladite unité de commande minimise la somme des carrés des valeurs mesurées par lesdits capteurs. En outre, de façon avantageuse, ledit résonateur comprend un premier moyen résonateur présentant une fréquence de résonance prédéterminée et un second moyen résonateur réglable en fréquence, associé audit premier moyen résonateur. Dans ce cas, avantageusement, ledit second moyen résonateur comporte une masse reliée par l'intermédiaire d'un ressort audit premier moyen résonateur, et un actionneur électrodynamique commandable, agencé en parallèle audit ressort et susceptible de modifier la fréquence dudit résonateur, lorsqu'il est commandé, ce qui permet d'adapter facilement l'action antivibratoire du dispositif conforme à l'invention aux éventuelles variations de fréquences des vibrations à réduire. De plus, comme ledit résonateur est de préférence excité à une fréquence de résonance prédéfinie, sensiblement proche de la fréquence des vibrations à atténuer, l'action dudit second moyen résonateur est limitée à adapter ladite fréquence de résonance aux éventuelles variations de fréquences desdites vibrations de sorte que les efforts à commander sont alors minimaux et la consommation d'énergie nécessaire est réduite. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, appliqué à un aéronef à voilure tournante comportant une cabine qui est munie, au moins sur le côté droit de l'axe longitudinal de l'aéronef, de sièges pour un pilote, un passager avant droit et un passager arrière droit, et, au moins sur le côté gauche de l'axe longitudinal de l'aéronef, de sièges pour un copilote, un passager avant gauche et un passager arrière gauche, avantageusement, ledit dispositif comporte, d'une part, des résonateurs agissant uniquement suivant un axe latéral qui est orthogonal à l'axe vertical du rotor de sustentation de l'aéronef et à l'axe longitudinal de l'aéronef, respectivement au niveau des sièges du pilote et du passager arrière droit, et, d'autre part, des résonateurs agissant uniquement suivant l'axe vertical dudit rotor, respectivement au niveau des sièges du pilote, du copilote et des passagers avant droit et gauche. Plus généralement, dans le cadre de la presente invention, les résonateurs sont optimisés, notamment en ce qui concerne leurs positions, leurs orientations, leurs dimensions et leur nombre, en fonction du type d'aéronef, de ses missions, ses équipements, ... Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 illustre schématiquement un dispositif conforme à l'invention appliqué à un hélicoptère. La figure 2 montre le schéma synoptique d'une unité de commande d'un dispositif conforme à l'invention, ainsi que l'action de ladite unité de commande. La figure 3 montre, schématiquement, un résonateur d'un dispositif conforme à l'invention. La figure 4 montre schématiquement l'emplacement d'une pluralité de résonateurs d'un dispositif conforme à l'invention, sur un hélicoptère. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est appliqué à un aéronef à voilure tournante, en l'occurrence un hélicoptère He montré en traits interrompus, et est destiné à réduire les vibrations gênantes, notamment pour les pilotes et les passagers, engendrées dans la cabine 2 dudit hélicoptère He. A cet effet, ledit dispositif 1 comporte selon l'invention - une pluralité de capteurs C, de préférence des accélé romètres, agencés en différents endroits sur la struc ture de l'hélicoptère He et susceptibles de mesurer les valeurs d'au moins un paramètre, en particulier une ac célération, représentatif des vibrations de ladite ca bine 2, devant être atténuées - une pluralité de résonateurs commandables R précisés ci-dessous, qui sont montés directement dans la cabine 2 et sont susceptibles d'engendrer dans cette dernière des efforts s'opposant auxdites vibrations de manière à les atténuer ; et - une unité de commande UC reliée par des liaisons L1 et L2 respectivement auxdits capteurs C et auxdits résona teurs R. Selon l'invention, ladite unité de commande UC est destinée à commander lesdits résonateurs R, en fonction des valeurs mesurées par lesdits capteurs C, de manière à réduire et minimiser les vibrations dans la cabine 2 de l'hélicoptère He, comme précisé ci dessous. Comme on peut le voir sur la figure 2, ladite unité de commande UC comprend - une unité d'analyse 3 qui permet de déterminer les com posantes sinusoïdales desdites vibrations, à partir des valeurs mesurées reçues desdits capteurs C - une unité de calcul 4 reliée par une liaison 5 à l'uni té d'analyse 3 et susceptible de déterminer, comme pré cisé ci-dessous, les ordres de commande des résonateurs R en fonction des valeurs reçues de ladite unité d'ana lyse 3 ; et - une unité de filtrage 6 reliée par une liaison 7 à la dite unité de calcul 4, filtrant les ordres de commande élaborés par cette dernière avant de les transmettre aux résonateurs R. Ledit filtrage est destiné à mainte nir les ordres de commande à l'intérieur d'un domaine de commande susceptible d'être exécuté par lesdits ré sonateurs R et/ou à limiter les efforts engendrés par les résonateurs R à des valeurs prédéfinies. Plus précisément, selon l'invention, ladite unité de calcul 4 réalise les opérations successives suivantes - elle détermine, à partir des valeurs mesurées par les dits capteurs C et traitées par ladite unité d'analyse 3, un niveau vibratoire représentatif desdites vibra tions de la cabine 2 - elle estime les efforts devant être engendrés par les dits résonateurs R pour réduire et minimiser ledit ni veau vibratoire à un niveau vibratoire minimal estimé - elle commande lesdits résonateurs R de sorte qu'ils en gendrent lesdits efforts estimés ; et ensuite - elle réalise, de façon itérative, les opérations suc cessives suivantes elle détermine le niveau vibratoire effectif résul tant des dernières commandes desdits résonateurs R, à partir des valeurs correspondantes mesurées par les dits capteurs C elle calcule la différence entre ledit niveau vibra toire effectif et le dernier niveau vibratoire mini mal estimé reçu par une liaison 8 ; et elle estime, à partir de ladite différence, de nou veaux efforts devant être engendrés par lesdits réso nateurs R pour réduire et minimiser ledit niveau vi bratoire à un nouveau niveau vibratoire minimal esti mé ; et elle commande lesdits résonateurs R de sorte qu'ils engendrent lesdits nouveaux efforts. De plus, pour estimer les efforts optimaux à commander, ladite unité de calcul 4 minimise selon l'invention la somme, de préférence pondérée, des carrés des valeurs mesurées reçues. La pondération des carrés desdites valeurs a pour but de différencier l'importance de la réduction de vibrations, en fonction des points de mesure considérés. Bien entendu, la méthode précitée n'est pas la seule possible. En effet, dans le cadre de la présente invention, toute méthode mettant en oeuvre un critère de minimisation, quel qu'il soit, peut être utilisée. Comme on peut le voir sur la figure 2, lors de cette commande réalisée de façon itérative, la structure 9 illustrée schématiquement de l'hélicoptère He est soumise - d'une part, à des effets vibratoires engendrés par des sources vibratoires, lesdits effets étant illustrés globalement par une flèche E en traits mixtes. De façon connue, l'une des sources vibratoires principales de l'hélicoptère He est le rotor principal Rp de sustenta tion et d'avance qui est représenté schématiquement sur la figure 1 et qui crée, de par sa rotation, des vibra tions de fréquence bQ, b étant le nombre de pales Pa dudit rotor Rp et Q étant sa fréquence de rotation ; et - d'autre part, aux efforts engendrés par lesdits résona teurs R commandés par l'unité de commande UC, comme il lustré par des flèches f en traits mixtes. Dans un mode de réalisation préféré, chacun desdits résonateurs R comporte, tel que représenté sur la figure 3 qui montre le déplacement xl dû aux vibrations du plancher P de la cabine 2 de l'hélicoptère He - un premier moyen résonateur 10 comportant un corps 11 de masse M1, qui est relié, par l'intermédiaire d'un ressort 12 de raideur k2 et d'un moyen d'amortissement 13 de valeur c2, audit plancher P par rapport auquel il peut se déplacer d'une distance x2 sous un effort F et - un second moyen résonateur 14 qui comporte un corps 15 de masse M1 relié, par l'intermédiaire d'un ressort 16 de raideur kl et d'un moyen d'amor tissement 17 de valeur cl, au corps 11 par rapport auquel il peut se déplacer d'une distance x3 ; et un actionneur électrodynamique 18 qui est susceptible d'être commandé par l'unité de commande UC de manière à fournir un effort Fv réglable, ce qui permet de ré gler la fréquence dudit résonateur R. A titre d'exemple, ledit résonateur R peut présenter les valeurs suivantes M1 = 12 kg M2 = 7,2 kg kl = 47170 N/m k2 = 232130 N/m cl = 0,015 x 2 x HMl.kl = 22,57 kg/s c2 = 0,015 x 2 x XM2.k2 = 38,78 kg/s, de maniere à obtenir un amortissement de 1,5% pour cl et c2. En outre, un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention et représenté partiellement et schématiquement sur la figure 4 est appliqué à un hélicoptère He, dont la cabine 2 comporte des sièges pour un pilote, un copilote, un passager avant droit (par rapport à l'axe longitudinal X de l'hélicoptère He), un passager avant gauche, un passager arrière droit et un passager arrière gauche, illustrés respectivement par des ronds S1 à S6. Bien entendu, cet exemple n'est pas limitatif. Dans le cas présent, de préférence, le dispositif 1 conforme à l'invention comporte - d'une part, des résonateurs R agissant suivant un axe latéral Y, comme illustré par des flèches RY, et agen cés respectivement au niveau des sièges S1 et S5 ; et - d'autre part, des résonateurs R agissant suivant un axe vertical Z, comme illustré par des croix RZ (le repère XYZ étant également représenté sur la figure 1 dans un but de meilleure compréhension), et agencés respective ment au niveau des sièges S1, S2, S3 et S4. Pour sélectionner les positions optimales desdits résonateurs R, on agence successivement un seul résonateur dans toutes les ou une pluralité des positions envisageables, et on évalue et compare entre elles les réductions de vibrations obtenues pour chacune de ses positions. Par ailleurs, on notera que, dans le cadre de la présente invention, lesdits capteurs C peuvent également être réalisés de manière à mesurer d'autres paramètres que l'accélération, tels qu'une vitesse, une force, un déplacement ou une contrainte. Ainsi, grâce à l'invention et notamment grâce aux caractéristiques précitées des résonateurs R, on obtient notamment les avantages suivants - une bonne adaptabilité aux changements de fréquences des vibrations - une faible consommation d'énergie, puisque chaque réso nateur R est de préférence préréglé à la fréquence des vibrations à réduire, par exemple à la fréquence bQ précitée, et la commande de l'actionneur électrodynami que 18 qui est consommatrice d'énergie est uniquement réalisée pour adapter la fréquence dudit résonateur R à d'éventuelles variations de la fréquence desdites vi brations - une mise au point plus facile que pour un résonateur usuel de type passif qui, de façon connue, nécessite un réglage pointu au montage - un montage simple de tout le dispositif 1, qui ne né cessite aucune modification d'organes ou de pièces de l'hélicoptère He de sorte qu'il puisse être monté sur tout type d'hélicoptère - aucun risque pour la sécurité car les résonateurs R ne sont pas montés sur des pièces essentielles et suscep tibles d'être perturbées de l'hélicoptère - un coût réduit, en raison de la nature et du nombre des éléments UC, C et R utilisés ; et - une efficacité élevée. REVENDICATIONS 1. Dispositif pour réduire les vibrations dans la cabine (2) d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère (He), caractérisé en ce qu'il comporte - au moins un capteur (C) agencé sur la structure de l'aéronef (He) et susceptible de mesurer les valeurs d'au moins un paramètre représentatif des vibrations de ladite cabine (2) ; - au moins un résonateur (R) commandable, monté directe ment dans ladite cabine (2) et susceptible d'engendrer dans cette dernière un effort s'opposant auxdites vi brations ; et - une unité de commande (UC) susceptible de commander le dit résonateur (R), en fonction des valeurs mesurées par ledit capteur (C), de manière à réduire et minimi ser lesdites vibrations. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite unité de commande (UC) réalise les opérations successives suivantes - elle détermine, à partir des valeurs mesurées par ledit capteur (C), un niveau vibratoire représentatif desdites vibrations de la cabine (2) ; - elle estime l'effort devant être engendré par ledit ré sonateur (R) pour réduire et minimiser ledit niveau vi bratoire à un niveau vibratoire minimal estimé - elle commande ledit résonateur (R) de sorte qu'il en gendre ledit effort estimé ; et ensuite - elle réalise, de façon itérative, les opérations suc cessives suivantes elle détermine le niveau vibratoire effectif résul tant de la dernière commande dudit résonateur (R), à partir des valeurs correspondantes mesurées par ledit capteur (C) elle calcule la différence entre ledit niveau vibra toire effectif et le dernier niveau vibratoire mini mal estimé ; et elle estime, à partir de ladite différence, un nouvel effort devant être engendré par ledit résonateur (R) pour réduire et minimiser ledit niveau vibratoire à un nouveau niveau vibratoire minimal estimé ; et elle commande ledit résonateur (R) de sorte qu'il en gendre ledit nouvel effort. 3. Dispositif selon la revendication 2, comportant une pluralité de capteurs (C), caractérisé en ce que, pour estimer ledit effort permettant de minimiser ledit niveau vibratoire, ladite unité de commande (UC) minimise la somme des carrés des valeurs mesurées par lesdits capteurs (C). 4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit capteur (C) est un accéléromètre. 5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit résonateur (R) comprend un premier moyen résonateur (10) présentant une fréquence de résonance prédéterminée et un second moyen résonateur (14) réglable en fréquence, associé audit premier moyen résonateur (10). 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit second moyen résonateur (14) comporte une masse (15) reliée par l'intermédiaire d'un ressort (16) audit premier moyen résonateur (10), et un actionneur électrodynamique (18) commandable, agencé en parallèle audit ressort (16) et susceptible de modifier la fréquence dudit résonateur (R), lorsqu'il est commandé. 7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour un aéronef à voilure tournante (He) comportant une cabine (2) qui est munie, au moins sur le côté droit de l'axe longitudinal (X) de l'aéronef (He), de sièges (S1, S3, S5) pour un pilote, un passager avant droit et un passager arrière droit, et, au moins sur le côté gauche de l'axe longitudinal (X) de l'aéronef (He), de sièges (S2, S4, S6) pour un copilote, un passager avant gauche et un passager arrière gauche, caractérisé en ce qu'il comporte des résonateurs (R) agissant uniquement suivant un axe latéral (Y) qui est orthogonal à l'axe vertical (Z) du rotor (Rp) de sustentation de l'aéronef (He) et à l'axe longitudinal (X) de l'aéronef (He), respectivement au niveau des sièges (S1, S5) du pilote et du passager arrière droit, et des résonateurs (R) agissant uniquement suivant l'axe vertical (Z) dudit rotor (Rp), respectivement au niveau des sièges (S1, S2, 53, S4) du pilote, du copilote et des passagers avant droit et gauche.