FR 2895368 A1 20070629 FR 0513375 A 20051227 Atterrisseur de giravion à patins et giravion comportant un tel atterrisseur La présente invention est relative à des améliorations aux atterrisseurs de giravions à patins, et aux giravions comportant un tel atterrisseur. Le domaine technique de l'invention est celui de la fabrication d'hélicoptères. Hormis le maintien en position stable ou le glissement sur le sol du giravion, l'atterrisseur û ou train d'atterrissage - a pour fonction principale de faciliter la dissipation d'au moins une partie de l'énergie du choc provoqué par un atterrissage du giravion. Cette absorption d'énergie s'opère par frottement sur le sol, par déformation de l'atterrisseur et de ses liaisons à la cellule du giravion, et le cas échéant par des amortisseurs. Ces déformations sont rendues possibles par l'élasticité de parties de l'atterrisseur. Le giravion reposant sur son atterrisseur peut être assimilé à une masse suspendue. Ce système mécanique présente des modes propres de déformation auxquels correspondent des fréquences propres de déformation. Le(s) moteur(s) du giravion, son (ses) rotor(s), ainsi que les organes mécaniques d'entraînement du (des) rotor(s) par le(s) moteur(s), sont autant de sources d'excitation mécanique produisant des vibrations. Ces vibrations sont susceptibles d'exciter ledit système mécanique lorsque la fréquence des vibrations produites est voisine ou égale à une des fréquences propres du système : on désigne par couplage une telle situation. On désigne habituellement par le terme résonance sol , une instabilité du giravion reposant au sol par son atterrisseur, qui peut se produire lors de l'accélération ou de la décélération du rotor principal, ou au voisinage du régime nominal, au sol. Cette instabilité peut apparaître à une ou plusieurs fréquences voisines de la première (i.e. la plus faible) fréquence propre de roulis (ou de tangage) du giravion sur son atterrisseur, lorsque la fréquence de rotation du centre de gravité du rotor principal (d'avance et de sustentation) autour de l'axe du rotor est voisine de ces fréquences propres. Cette dernière fréquence ù notée F_excit ù est liée à la fréquence (S2) de rotation du rotor et à la fréquence (w8) d'oscillation en traînée des pales du rotor par la relation : F_excit = S2 + c,.)8 La première fréquence propre de suspension (roulis ou tangage) du giravion sur l'atterrisseur dépend de plusieurs paramètres, en particulier de la raideur et de l'amortissement de la structure de l'atterrisseur et de ses liaisons à la cellule (ou fuselage) du giravion, de la position relative du centre de gravité du giravion et des points d'appui au sol, de la masse du giravion, et de l'inertie autour de l'axe considéré. Ces paramètres, et la fréquence propre correspondante, peuvent varier notablement pour un giravion déterminé, en fonction du choix des équipements et de la charge embarquée, ainsi qu'en fonction de modifications diverses apportées à un modèle déterminé d'appareil (de giravion) au cours de son cycle de vie. Lorsque l'atterrisseur est subcritique, aucun croisement de fréquences ne se produit jusqu'au régime nominal, mais une évolution de masse, de l'inertie en roulis ou de la position du centre de gravité peut amener le croisement de fréquences à proximité du régime nominal et créer un couplage explosif. Un atterrisseur super-critique (fréquences propres plus basses) est exposé au croisement des fréquences à l'accélération ou à la décélération mais toute augmentation de masse ou d'inertie éloigne ces fréquences du régime nominal par le bas. C'est donc une solution plus robuste aux évolutions que l'atterrisseur sub-critique. Dans le cas d'un atterrisseur à patins super-critique, on cherche à ce que la valeur de la fréquence du premier mode de roulis wx reste inférieure à la valeur absolue de la différence entre S2 Nominal et wS, ce qui se lit : wx Selon un mode de réalisation de l'invention, la rigidité verticale des moyens de liaison lorsque la cellule repose sur la traverse avant de l'atterrisseur par les points d'appui rapprochés est inférieure d'au moins 10% environ, en particulier d'au moins 20% ou 30% environ, à la rigidité verticale des moyens de liaison lorsque la cellule repose sur l'atterrisseur par les points d'appui externes. Selon un mode préféré de réalisation, lesdits seconds moyens de liaison - ou points d'appui externes ù s'étendent respectivement sensiblement dans le prolongement de deux structures longitudinales de renfort ù ou longerons ù qui s'étendent sous le plancher de la cabine (ou cellule) du giravion, et/ou constituent la structure porteuse inférieure de fuselage (ou barque ) du giravion. L'invention s'applique en particulier aux giravions dont l'atterrisseur comporte une seconde traverse (traverse arrière), et un (unique) troisième moyen de liaison central arrangé pour transmettre des efforts de la seconde traverse à la cellule du giravion (et inversement) sans intervenir dans la rigidité en roulis de l'atterrisseur. D'autres aspects, caractéristiques, et avantages de l'invention apparaissent dans la description suivante, qui se réfère aux dessins annexés et qui illustre, sans aucun caractère limitatif, des modes préférés de réalisation de l'invention. La figure 1 illustre en perspective schématique un hélicoptère ù avec arrachement ù et son atterrisseur à patins. La figure 2 illustre schématiquement une vue de face partielle, le profil de la cellule et celui des poutres transversales ù ou traverses - d'un atterrisseur, dans un hélicoptère selon l'invention. Les figures 3 à 5 illustrent, de la même façon que la figure 2, le profil de déformation de la traverse avant d'un atterrisseur conforme à l'invention, dans trois configurations distinctes : lors d'un mouvement de roulis de l'hélicoptère reposant au sol (Fig. 3), lors d'un atterrissage avec une vitesse verticale faible (Fig. 4), et lors d'un atterrissage à vitesse verticale élevée (Fig. 5). Les figures 6 à 8 illustrent dans le détail un mode préféré de réalisation des moyens de liaison entre la structure inférieure de fuselage et la traverse avant d'un atterrisseur selon l'invention. La figure 6 est une vue de l'arrière (selon VI, Fig. 1) des deux butées gauches d'appui de la cellule sur la traverse avant de l'atterrisseur. La figure 7 est une vue de côté de l'appui externe gauche en configuration inactive, et est une vue selon VII de la figure 6. La figure 8 est une vue de côté de l'appui interne gauche en configuration active, et est une vue selon VIII-VIII de la figure 6. La figure 9 est un graphe illustrant la variation de l'enfoncement E ù dont les valeurs sont portées en abscisse ù d'un atterrisseur selon l'invention, en fonction de l'intensité F de l'effort transmis par la cellule à l'atterrisseur ù dont les valeurs sont portées en ordonnées ù pour un chargement vertical symétrique. La figure 10 est une vue de face schématique d'une variante de réalisation des moyens de liaison (à raideur variable) entre le fuselage et l'atterrisseur d'un giravion selon l'invention. Par référence à la figure 1 notamment, la présente invention s'applique en particulier à un atterrisseur 20 à patins équipant un hélicoptère 21 dont la cellule 22 peut reposer sur le sol 23 par l'intermédiaire de l'atterrisseur. Au sens de la présente demande, on désigne par atterrisseur à patins un train d'atterrissage comportant deux patins, skis, ou flotteurs, qui sont désignés en général par les repères 24 et 25 et qui s'étendent sensiblement le long de l'axe longitudinal 51 du giravion. Les patins 24 et 25 sont reliés par une traverse avant 26 et par une traverse arrière 27, chacune de ces traverses présentant deux portions d'extrémité incurvées vers le bas. Chaque extrémité latérale (externe) des traverses est reliée à un patin. Par référence aux figures 1 et 2 , la traverse arrière 27 reçoit un seul moyen 28 de liaison avec le fuselage (la cellule) de l'hélicoptère, dans une zone ù ou point ù d'appui disposé(e) au centre de la traverse 27. La traverse avant 26 reçoit quatre moyens (29 à 32) de liaison avec le fuselage qui s'étendent dans quatre zones ù ou points ù d'appui symétriquement disposés de part et d'autre du plan 33 antéro-postérieur (vertical) médian de l'appareil 21, le long de l'axe 34 transversal le long duquel s'étend la partie centrale 35 de la poutre 26. Sur les figures 2 à 5, les quatre appuis 29 à 32, reliant respectivement quatre longerons 37, 37a soutenant le plancher 36 de la cellule 22, à la traverse avant 26, sont symbolisés par un triangle noirci, chaque longeron étant symbolisé par un trait vertical et la traverse avant étant symbolisée par un tracé curviligne continu représentant son axe neutre. On entend par enfoncement de l'atterrisseur 20, la différence entre la garde au sol au repos GSO (Fig. 2) et la garde au sol GS (figures 3 à 5) réduite lors d'un atterrissage notamment. Par référence aux figures 1, 2 et 10 notamment, lorsque l'appareil repose au sol et son rotor est immobile, son poids est pour partie transmis à la portion centrale 35 de la traverse 26 par les deux appuis rapprochés 30 et 31, et pour partie transmis à la traverse arrière 27. Les deux appuis latéraux externes 29 et 32 sont, dans cette configuration, séparés de la zone d'appui correspondante de la traverse 26, par une distance 36 qui est de l'ordre de plusieurs millimètres par exemple. Cette distance est choisie pour éviter un contact entre les appuis 29, 32 et les portions de traverse 26 qui leur font face, même lorsque la traverse 26 subit une déformation résultant d'un atterrissage avec une vitesse verticale non nulle et inférieure à une valeur déterminée, ce qui correspond à l'illustration de la figure 4. Dans cette configuration de faible enfoncement, la partie centrale 35 de la traverse 26 forme un ventre, mais un jeu 37 subsiste entre les butées latérales externes 29, 32 et la traverse. cette configuration correspond sur la figure 9 à un point P1 du graphe pour lequel l'enfoncement E est inférieur à une valeur E0, et pour lequel l'effort transmis entre la cellule et l'atterrisseur est inférieur à une valeur F0. Dans la configuration de (faible) roulis illustrée figure 3, dans laquelle l'atterrisseur est sollicité de façon dissymétrique (par référence au plan 33), un jeu 38 subsiste également entre les appuis externes et la traverse 26. Pour une vitesse d'atterrissage élevée, la déformation de la traverse 26 est suffisante pour provoquer le contact entre sa face supérieure et les butées latérales externes 29 et 32, comme illustré figure 5 : cela correspond (cf. figure 9) à un effort transmis F1 supérieur à la valeur F0, et à un enfoncement El supérieur à la valeur E0. L'écartement entre les appuis externes 29 et 32 étant supérieur à celui entre les appuis rapprochés ou internes 30 et 31, lorsque l'enfoncement E atteint (et dépasse) la valeur EO pour laquelle les appuis 29 et 32 viennent au contact de la traverse, il en résulte une augmentation de la raideur verticale et de la raideur en roulis de la liaison entre l'atterrisseur et le fuselage : l'accroissement de la raideur selon un axe vertical correspond - figure 9 - à l'accroissement de la pente du graphe à partir du point PCO. Ce point correspond à l'effort FO ù et à l'enfoncement EO - suffisant pour provoquer le contact entre les butées latérales 29, 32 et la portion centrale de la traverse. A titre d'exemple, la rigidité angulaire de la liaison par les appuis rapprochés peut être de l'ordre de 2.105 mètres Newton par radian (mN/rd) tandis que celle par les appuis externes est de l'ordre de 4.105 mN/rd. La rigidité en translation selon un axe vertical peut être de l'ordre de 7.104 Newton par mètre (N/m) pour les appuis rapprochés, et de l'ordre de 1.105 N/m pour les appuis externes. Ce fonctionnement est favorisé en utilisant une partie centrale 35 de traverse dont l'inertie est inférieure à celle des parties d'extrémité de cette traverse. Dans le mode de réalisation illustré figure 6, le diamètre 40 de la partie tubulaire centrale 35 est à cet effet inférieur au diamètre 41 de la partie 42 d'extrémité de la traverse qui prolonge la partie centrale au-delà de l'appui externe 32. Par référence aux figures 6 et 8, l'appui interne faisant partie des premiers moyens 31 de liaison est réalisé par un cavalier 43 chevauchant le tube 35. Ce cavalier est fixé par deux boulons 44, 45 à une équerre 46 reliant un longeron principal 37 du plancher de la cellule à un longeron secondaire 37a sous lequel s'étend le cavalier 43. Ces boulons 44, 45 fixent également à la cellule une lame 47 élastique maintenant la traverse 35 engagée dans le cavalier 43, même dans le cas où la déformation de la traverse provoque la rupture de l'appui entre ces deux pièces, comme illustré par la configuration en traits mixtes figure 8. Par référence aux figures 6 et 7, l'appui externe 32 faisant partie des seconds moyens de liaison, est également réalisé sous la forme d'un cavalier 48 délimitant une cavité 49 surplombant la traverse 35, en laissant subsister ledit jeu ou distance 36 à 38 tant que (comme illustré Fig. 2 à 4) la déformation de la traverse n'est pas suffisante pour provoquer sa mise en appui sur le cavalier 48, au fond de la cavité 49. De façon similaire à ce qui est prévu pour l'appui rapproché 31, la structure d'appui externe 32 comporte également une lame 50 reliée au cavalier 48 par deux vis 51, 52 et ceinturant, avec ce dernier, l'extrémité transversale de la partie 35 de traverse d'inertie réduite. Comme illustré figures 6 à 8, des cales ou revêtements amortisseurs souples par exemple en élastomère 53 à 55 sont prévus aux zones de contact entre la traverse et les cavaliers/lames d'appui. Comme illustré figure 6 en particulier, le longeron secondaire 37a destiné à reprendre les efforts transmis par l'appui rapproché 31, peut présenter une épaisseur et/ou une résistance mécanique inférieure à celle du longeron principal 37 destiné à reprendre les efforts transmis par l'appui externe 32. Par référence à la figure 10, les moyens de transmission d'effort entre l'atterrisseur et le fuselage comportent deux selles 60 et 61 identiques disposées symétriquement par rapport au plan 33. Chaque selle présente une surface 62, 63 d'appui sur la partie centrale 35 de la traverse 26, qui s'étend selon un profil transversal oblique par rapport au profil transversal 62a, 63a de la partie correspondante de la traverse. Ainsi, la partie interne de chaque selle 60, 61 forme l'appui rapproché 30, 31, tandis que la partie externe de chaque selle 60, 61 forme l'appui externe 29, 32. L'invention permet de maîtriser le comportement en roulis du giravion au contact du sol et d'améliorer sa stabilité en résonance sol ; l'invention peut être appliquée à des appareils existants de façon simple et sans surcroît notable de masse. L'invention permet de réaliser le mode de roulis souhaitable sur un hélicoptère dont le premier mode de traînée rotor est inférieur ou égal à Q/2, pour un comportement super critique en résonance sol qui élimine tout risque de résonance lors d'une augmentation de l'inertie de roulis de l'appareil, ultérieurement à sa conception. La maîtrise de la résonance sol est ainsi intégrée au train d'atterrissage, sans nécessiter l'ajout d'organes mécaniques dont les caractéristiques (raideur et amortissement) sont susceptibles de varier dans le temps ou selon la température par exemple, ni d'organes nécessitant une maintenance particulière. L'invention permet de diminuer la rigidité habituelle des trains à patins, pour des atterrissages à faible charge/vitesse. REVENDICATIONS 1. Giravion (21) comportant un fuselage (22) et un atterrisseur (20) à patins (24, 25) reliés par au moins une traverse (26, 27), ainsi que des moyens de liaison servant à relier la traverse au fuselage, caractérisé en ce que ces moyens de liaison présentent une rigidité angulaire qui varie avec l'enfoncement (E) de l'atterrisseur résultant d'un contact avec le sol (23). 2. Giravion selon la revendication 1 dans lequel ladite rigidité angulaire est la rigidité en roulis, et dans lequel cette rigidité augmente avec les efforts transmis par l'atterrisseur au fuselage. 3. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel lesdits moyens de liaison comportent des premiers moyens de liaison (30, 31) qui sont seuls actifs pour la transmission d'efforts de la traverse avant (26) à la cellule, tant que la déformation de la traverse avant (26) reste inférieure à une déformation prédéterminée soit en roulis, soit en enfoncement vertical, ainsi que des seconds moyens de liaison (29, 32) qui ne deviennent actifs que lorsque la déformation de la traverse avant (26) atteint ou dépasse ladite déformation prédéterminée. 4. Giravion selon la revendication 3 dans lequel les premiers moyens de liaison comportent une ou deux première(s) pièce(s) en forme de cavaliers (43) ou de selle (60, 61), prévue(s) pour chevaucher la traverse (26) et s'appuyer sur celle-ci, et lesdits seconds moyens de liaison comportent une ou deux seconde(s) pièce(s) en forme de selle (60, 61) ou cavaliers (48), prévue(s) pour chevaucher la traverse (26) et s'appuyer sur celle-ci lorsque ladite déformation prédéterminée de la traverse est atteinte ou dépassée, et s'étendant de part et d'autre de la (des) première(s) pièce(s). 5. Giravion selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4, dans lequel les premiers moyens de liaison comportent un organe (47) decerclage élastique associé à chaque première selle pour encercler ù avec celle-ci ù la traverse, tout en permettant à la traverse de se déplacer verticalement par rapport à la selle et à l'intérieur de celle-ci, grâce à la déformation élastique de l'organe de cerclage, pour maintenir en place l'atterrisseur quand le giravion est en vol. 6. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les moyens de liaison comportent deux pièces (60, 61 ???) chevauchant la traverse et présentant chacune un profil d'appui oblique par rapport à la surface d'appui (62a, 63a) de la traverse avant (26). 7. Giravion selon la revendication 6 dans lequel les deux pièces sont disposées symétriquement de part et d'autre d'un plan (33) vertical antéropostérieur médian du giravion. 8. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, qui comporte deux points d'appui rapprochés (30, 31) arrangés pour transmettre des efforts de la traverse à la cellule du giravion et inversement, ainsi que deux points d'appui externes (29, 32) arrangés pour ne transmettre des efforts de la traverse à la cellule du giravion que lorsque ces efforts sont supérieurs à une valeur (F0) prédéterminée ou que lorsque la vitesse d'impact avec le sol est supérieure à une valeur prédéterminée, la distance séparant chacun des points d'appui externes d'un plan (33) antéropostérieur médian de l'atterrisseur étant supérieure à la distance séparant chacun des points d'appui rapprochés de ce plan. 9. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la rigidité angulaire en roulis des moyens de liaison lorsque le fuselage repose sur la traverse avant (26) de l'atterrisseur par des points d'appui rapprochés (30,31) est inférieure d'au moins 10% environ, en particulier d'au moins 20% ou 30% environ, à la rigidité angulaire en roulis des moyens de liaison lorsque le fuselage repose sur la traverse avant de l'atterrisseur par des points d'appui externes (29, 32). 10. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, qui comporte une traverse avant (26) d'inertie variable. 11. Giravion selon la revendication 10, dans lequel la traverse avant est tubulaire et présente une inertie moindre dans une portion centrale (35) que dans deux portions latérales (42) s'étendant de part et d'autre de la portion centrale. 12. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel la rigidité verticale des moyens de liaison lorsque le fuselage repose sur l'atterrisseur par des points d'appui rapprochés (30, ,31) est inférieure d'au moins 10% environ, en particulier d'au moins 20% ou 30% environ, à la rigidité verticale des moyens de liaison lorsque le fuselage repose sur l'atterrisseur par des points d'appui externes (29, 32). 13. Giravion selon l'une quelconque des revendications 2 à 12, dans lequel lesdits seconds moyens de liaison - ou points d'appui externes û s'étendent respectivement sensiblement dans le prolongement de deux structures (37) longitudinales de renfort û ou longerons û qui font partie de la structure inférieure du fuselage. 14. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, qui comporte une traverse arrière (27) et un troisième moyen de liaison (28) central arrangé pour transmettre des efforts de la traverse arrière à la cellule du giravion et inversement. 15. Giravion selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, qui comporte des moyens de réglage de la position, le long de l'axe (34) de la traverse avant (26), de points d'appui (29 à 32) du fuselage sur la traverse (26).