k7klQ 1 2120131 La présente invention concerne un support antivibration pour les systèmes de rotor des hélicoptères, des avions à décollage vertical ou des avions à décollage court. Dans les aéronefs à rotor, tels que l'hélicoptère, le ;o! 5 en translation soumet le fuselage à un niveau de vibration très élevé comparé à celui d'un avion à voilure fixe. Ce phénomène est attribué au fait que la vitesse et la direction de l'écoulement de l'air &ur les pales du rotor varient cycliquement et engendrent une variation périodique de la force pneumatique qui est transmise du rotor au fuselage par 1;intermédiaire de la tête de rotor. Il 10 est courant de remédier à cet inconvénient en articulant les pales sur la tête du rotor. Dans ce cas, les vibrations transmises du rotor au fuselage ne sont due;; qu'à des forces d'excitation et les moments d'excitation sont pratiquement négligeables.. Dar.s les aéronefs a rotor rigide, !a tête de rotor n'eét pas articulée et les moments d'excitation ont une infi.:ieuce non négligeable qui 15 s'ajoute à telle des forces d'excitation et, dans certains cas, le niveau vibratoire transmis au fuselage est plusieurs fois supérieur à celui d'un aéronef à rotor articulé. Dans un aéronef à rotor rigide, il faut donc limiter l'influence des moments d'excitation, ainsi que celle des forces d'excitation. La présente invention concerne ua support antivibration 20 destiné à limiter la transmission des forces et des moments d'excitation du rotor au fuselage, principalement autour des axes de roulis et de tangage. Le support antivibration de 1:invention se caractérise par la présence de plusieurs montures élastiques reliant le système de rotor au fuselage, les montures élastiques étant disposées de manière que certains 25 de leurs axes principaux d'élasticité se croisent mutuellement dans une position prédéterminée. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressort iront de la description détaillée qui suit et des dessins sur lesquels : - la figure 1 est une représentation schématique des forces 30 d excitation qui engendrent des vibrations dans un hélicoptère; - la figure 2 est une représentation schématique du système vibratoire que constitue un hélicoptère auquel s'applique la présente invention, - la figure 3 est un graphique de la caractéristique de .>5 transmission des vibrations en fonction de la rigidité du ressort de déplacement et de son niveau de montage, lorsque la rigidité du ressort de rotation est constante dans le système de la figure 4; 71 47410 2 2120131 - la figure 4 est un graphique des zones dans lesquelles la caractéristique de transmission des vibrations en fonction des rigidités des ressorts de rotation et de déplacement et de leur niveau de montage respectif, est inférieure à 0,1 dans le système de la figure 2; 5 - la figure 5 est un schéma de principe du dispositif de l'invention; - la figure 6 est une vue en perspective d'une application pratique de l'invention; - la figure 7 est un schéma illustrant la disposition la 10 plus commune des intersections des axes principaux d'élasticité des montures élastiques respectives; - les figures 8 et 9 sont des coupes transversales des montures élastiques de l'invention; - la figure 10 est une vue en perspective d'un support de 15 rotor qui n'amortit les vibrations que dans le sens du tangage; - la figure 11 est un autre schéma de principe du support de l'invention amortissant les vibrations dans le sens du tangage et du roulis; - les figures 12 et 13 sont des schémas d'un amortisseur de couple qui élimine les vibrations dans le sens du tangage et du roulis; 20 - la figure 14 est une coupe en perspective d'un type de monture élastique utilisable dans le dispositif de l'invention. Le principe de la présente invention va tout d'abord être expliqué en regard de la figure 1 sur laquelle une force unitaire d'excitation - ayant la même fréquence vibratoire que la force réelle d'excitation est 25 appliquée dans toutes les directions à la partie A d'un fuselage qui est située directement en dessous de la transmission 3 et de la partie centrale d'une tête de rotor 2, et l'on calcule les amplitudes des déplacements des points excités. La connaissance de ces déplacements permet de déterminer les masses et les moments d'inertie d'un fuselage équivalent et d'un rotor équi-30 valent constitués chacun d'un corps rigide et présentant les mêmes déplacements des points excités sous l'effet de la force unitaire d'excitation. Dans ces conditions, l'ensemble de l'aéronef peut être remplacé par un système mécanique simple comprenant une tête de rotor 17, une transmission 18 et un fuselage 19, comme représenté sur la figure 2, et, 35 lorsque l'on s'occupe par exemple des vibrations dans un plan vertical, il suffit de prendre en considération les forces d'excitation S^, qui sont appliquées à la force de rctor 17. Pour réduire les vibrations, on incorpore 71 k7kl0 3 2120131 dans le système représenté un ressert de rotation 20 et un ressort de déplacement 21, et on calcule la caractéristique de transmission des vibrations ou "transmissibilité" pour diverses valeurs des paramètres. Dans ces conditions, la transmissibilité est égale au rapport du moment de rotation qui est transmis 5 au fuselage au moment de rotation autour de son centre de gravité GGF sous l'effet des forces S ou M . (La présente invention ne concerne pas les X Y vibrations verticales, de sorte qs-fc ne e rnsidère que les vibrations longitudinales et transversales agissent autour d'une biellette rigide 22 articulée sans frottement et incorporée dans le système), La rigidité du ressort de 10 rotation étant constante, on calcule la transmissibilité en faisant varier la rigidité et la hauteur de montage du ressort de déplacement. La figure 3 est un graphique de ces mesures sur lequel l'axe des abscisses représente le riveau de montage du ressort de déplacement mesuré vers le bas à partir d'une origine coïncidant avec le centre de la tête de rotor. Lorsque le point de 15 „ic>r.tage du ressort est au-dessus du centre de gravité GGT de la transmission, la transmissibilité varie brusquement et il n'e:ti-':e plus de point d'annulation simultanée approximative de la transmission des deux forces d'excitation S et M^. Un tel cas n'a donc pas été envisagé sur la fj.E.i:re 3. On conçoit que, dans le cas de la force d'excitation S , l'influence de la rigidité du ressort A 20 de déplacement est faible et la transmissibilité est toujours petite, comme indiqué par les ligner; en tirets A,A' Par contre, dans le cas de la force d'excitation My, la transmissibilité varie beaucoup plus avec la rigidité du ressort de déplacement, comme l'indiquent les courbes en trait plein et en trait mixte B,B'. La 2 5 figure 3 montre donc que l'on peut obtenir concurremment des transmissibilités faibled vis-à-vis des forces d'excitation S et M , quelle que soit la A X rigidité du ressort: de déplacement. La figure 4 indique les zones dans lesquelles les transmis-•iibilités des deux forces d'excitation sont simultanément inférieures à une 30 /aleur donnée, teile que 0,1. Dans ces conditions, on peut réduire la transmissibilité par un choix judicieux de la hauteur de montage du ressort de déplacement et des rigidités respectives (P,M,G) des ressorts de rotation et de déplacement. La disposition des ressorts illustrée sur la figure 2 est cependant impossible à réaliser dans la pratique et l'on doit recourir au système 35 de la figure 5. bur la figure 5, il suffit de choisir convenablement les rigidités des ressorts de déplacement transversaux 23 et obliques 25. Pour faciliter la compréhension, il suffit de dire qu'en augmentant à l'infini la 71 k7kl0 4 2120131 rigidité des ressorts obliques 24 et en les disposant de manière que leur intersection 25 coïncide avec le centre de gravité du fuselage équivalent, pour que l'on puisse considérer, par exemple dans le cas de la figure 2, que la. rigidité du ressort de déplacement 21 est infinie et que son niveau de 5 montage coïncide avec le centre de gravité CGF du fuselage équivalent. Bien que la discussion précédente ne concerne que les mouvements dans un plan vertical, les mouvements dans le plan horizontal sont exactement les mêmes. La figure 6 est une vue en perspective d'un hélicoptère 10 auquel est appliqué le concept de l'invention. Sur cette figure, la référence 4 représente l'arbre du rotor principal et la référence 5 le carter de la transmission. Le carter 5 est fixé au fuselage 6 par l'intermédiaire de plusieurs montui.es élastiques 7. Si la résistance au cisaillement des montures élastiques est insuffisante, on peut utiliser des ressorts 8 et 9 disposés 15 dans les plans transversal et longitudinal. Comme le montre la figure 6, certains des axes principaux d'élasticité des montures élastiques 7,qui forment entre eux un trièdre trirectangle, se coupent mutuellement en un point prédéterminé 10. Les deux autres axes principaux sont respectivement dirigés vers le nez de l'hélicoptère (représenté par la flèche sur la figure 6) et 20 transversalement. En variante, les axes élastiques principaux peuvent se couper sur une droite 10a représentant l'axe longitudinal du fuselage ou sur une droite 10b représentant l'axe transversal du fuselage, comme illustré figure 7. Dans la pratique, les montures élastiques utilisées sont 25 représentées sur les figures 8 et 9. Dans le cas de la figure 8, le carter de transmission 5 comporte des bras radiaux 15 et la monture élastique 7 est un bloc plat de caoutchouc pris en sandwich entre deux plaques métalliques et interposé entre la face supérieure du bras radial 15 et une pièce métallique 11 solidaire du fuselage 14. La surface 13 de la pièce métallique 11 30 est en face du bras 15 et sert de butée limitant le déplacement transversal du carter 5. Sur la figure 8, la référence 16 représente la normale au centre de la surface de travail 7a de la monture élastique. Dans la disposition de la figure 9, deux montures élastiques 7 sont disposées de part et d'autre d'un bras radial 15 du carter 5. Un 35 boulon 17 traverse l'ensemble et sert de butée. Dans les dispositions des figures 8 et 9, la surface de travail de la monture élastique est conformée de manière à constituer une portion de sphère ou de cône concentrique avec l'intersection 10 (figure 6) 71 klk10 5 2120131 pour amortir des vibrations, même d'amplitude relativement importante. La monture élastique n'est pas nécessairement du type décrit mais peut être un bloc feuilleté comprenant des plaques alternées de caoutchouc et de métal. Un tel bloc a une rigidité supérieure da"? le sens de l'épaisseur, mais ses 5 rigidités longitudinale et transversale -estent sensiblement les mêmes, quelle que soit sa forme en coupe horizontale. Dans la pratique,, le bloc élastique peut avoir des rigidités différentes selon les différents axes. On peut obtenir ceci en lui donnant une forme sensiblement 10 en V ou incurvée, comme illustré figure 14. Par cette disposition du bloc élastique, on obtient une rigidité relativement élevée dans la direction de l'axe d'élasticité (a) et une rigidité relativement faible dans la direction de l'axe d'élasticité (b). La présente invention permet non seulement d'amortir les 15 vibrations du support le long de l'axe longitudinal de l'axe transversal, mais cet amortissement peut être réalisé sur une seule de ces directions. La figure 10 montre une telle disposition dans laquelle des bielles rigides 26 articulées dans le sens du tangage encaissent la réaction du couple moteur du rotor. 20 Pour n'amortir les vibrations que dans une direction, le dispositif de la figure 10 peut comprendre un amortisseur cylindrique en caoutchouc caractérisé par une rigidité relativement élevée dans le sens radial et par une rigidité relativement faible dans le sens axial. L'emploi d'un tel amortisseur cylindrique est également avantageux par le fait que 25 le couple moteur du rotor peut n'être encaissé que par les montures élastiques. Il est préférable d'utiliser un amortisseur cylindrique constitué d'un empilage alterné de rondelles de caoutchouc et de rondelles métalliques, comme dans le cas du bloc amortisseur précédemment décrit. Lorsque la monture élastique amortissant les vibrations dans deux directions est un bloc de caoutchouc, 30 le couple de réaction du rotor peut parfois dépasser la résistance au cisaillement de l'amortisseur. On ne peut éviter cet inconvénient qu'en disposant, comme sur la figure 12, des bielles de couple 19 dont la rigidité s'exerce uniquement dans le sens du couple normal de la transmission et n'interfère avec aucun des autres mouvements. Pour éviter la transmission du couple à : la monture élastique, on peut disposer une bielle dans un plan perpendiculaire au vecteur de la résultante de tous les couples (les couples du moteur principal, du moteur et du rotor de queue) appliqués à la transmission, comme le 71 47410 6 2120131 montre la figure 13. Sur cette figure, le vecteur A représente le couple du rotor principal, le vecteur B représente le couple du moteur, le vecteur C représente le couple du rotor de queue et le vecteur D représente la résultante de ces couples, E étant l'axe de la bielle anti-couple. 5 Dans les formes de réalisation décrites, les montures élastiques sont placées sur la transmission, mais il va de soi que l'on pourrait les placer sur n'importe quelle pièce qui transmet la portance du rotor principal au fuselage. Il ressort clairement de la figure 3 que, bien que l'inven-10 tion ait été décrite dans le cas d'un aéronef à rotor rigide dans lequel les moments d'excitation sont importants, elle s'applique aussi bien à un rotor articulé car le support de rotor décrit a une excellente capacité d'amortissement des vibrations induite par des forces d'excitation horizontales. Il ressort de la description précédente que l'invention 15 résout d'une manière simple et efficace les problèmes vibratoires inhérents aux aéronefs à rotor. Il va de soi que la description précédente n'est nullement limitative et qu'on pourra y apporter toute modification.ou variante entrant dans le cadre et dans l'esprit de l'invention. 71 47410 / 2120131 REVENDICATIONS 1, Support pour système de rotor, caractérisé en ce que le système de rotor est relié au fuselage d'un aéronef par l'intermédiaire de plusieurs ressorts d'amortissement de vibrations d'éléments passifs ou actifs, ces ressorts étant disposés de manière que certains de leurs axes principaux d'élasti 5 cité se croisent en une position prédéterminée 2. Support pour système de rotor, caractérisé en ce que le système de rotor est relié au fuselage d'un aéronef par l'intermédiaire de plusieurs montures élastiques disposées de manière que certains de leurs axes principaux d'élasticité se croisent en une position prédéterminée. 10 3. Support selon la revendication 2, caractérisé en ce que las montures élastiques sont disposées de manière à amortir les vibrations, soit dans le sens de tangage, soit dans le sens du roulis, la réaction du couple d'entraînement du rotor étant encaissée par une bielle rigide librement articulée dans la direction de pivotement du système de rotor. 15 4 Support selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'une monture élastique cylindrique est disposée de manière à amortir les vibrations dans l'une ou l'autre des directions de tangage ou de roulis, la réaction du couple d'entraînement du rotor étant encaissée par ladite monture élastique cylindrique