Etude du comportement dynamique linéaire et non-linéaire d'un ...

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Il ressort de l'étude du premier mode de traînée que le couplage le plus important est celui qui se produit entre le mode de traînée régressif et les mouvements de tamis de la tête rotor. Ce couplage est d'autant plus néfaste qu'il se produit près de la vitesse nominale de rotation du rotor; il est alors susceptible d'être excité lors du vol de l'hélicoptère. Il est intéressant de connaître l'amortissement minimal que doit avoir le mode de traînée pour que l'instabilité disparaisse. Pour cela, nous nous plaçons à la vitesse de rotation où se produit le couplage instable et nous faisons varier l'amortissement modal. Les résultats présentés sur la figure 111.3 montrent qu'il est nécessaire d'avoir un amortissement modal d' au moins 30 % pour assurer la stabilité du système. Ce constat met encore plus en avant l'importance fondamentale de l'adaptateur de traînée. La valeur de 30 % qui est ici la valeur limite pour la stabilité ne représente pas la réalité physique de l'hélicoptère puisque la base modale du fuselage utilisée n'est pas réaliste. Néanmoins, cela permet de comprendre que l'adaptateur de traînée doit être suffisamment bien dimensionner pour assurer la stabilité de l'appareil. U) 2 Qo Q. Q) 0.2 0.1 O ai-- Cu > U) a) -D -0.2 a) a) a) -0.4 Batt. R DOMAINE STABLE DOMAINE INSTABLE 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 Amortissement propre du mode de trainee 0.45 05 Figure 111.3: Stabilité du système couplé en fonction de l'amortissement du mode de traînée Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 152
111.2.2.3 Etude de l'hélicoptère en vol Jusqu'à présent, nous avons considéré une base modale idéalisée du fuselage dans laquelle les différents modes sont complètement découplés. En réalité, les vecteurs propres en tête rotor ont plusieurs composantes non-nulles et souvent du même ordre de grandeur. Ainsi, les mouvements de tamis de la tête rotor sont en fait généré principalement par les mouvements de roulis et de tangage du fuselage. Il faut en effet garder à l'esprit que seul intervient le vecteur propre en tête rotor pour le couplage mais que ce vecteur est généré par les modes d'ensemble de l'appareil. Afin de se rapprocher de la réalité, nous allons utiliser une base modale de fuselage calculée à partir d'une modélisation en Eléments Finis de la structure. Le maillage de la structure comporte couramment plusieurs dizaines de milliers de degrés de liberté mais pour le couplage Rotor - Structure, nous ne nous intéresserons qu'aux déplacements modaux au noeud correspondant à la tête rotor. La base modale utilisée ici est celle d'un hélicoptère Super Puma Mark II en conditions de vol.. Dans la suite, nous nous limiterons aux six premiers modes de déformation du fuselage. MODE FREQUENCE (Hz) MASSE GENERALISEE AMORT. REDUIT 1 5,791 2,1104kgm2 5% 2 7,101 2,7104kgm2 5% 3 13,003 2,4104kgm2 5% 4 13,890 16,2104kgm2 5% 5 15,452 22,8 io- kg m2 5 % 6 16,092 1,4104kgm2 5% Tableau 111.2: Caractéristiques modales du Super Puma MK II Déformée 1 2 3 4 5 6 X 0,155 iO 0,180 iO - 0,904 iO 1,0 iO 0,938 10-6 - 0,683 i0 Y - 0,665 iO 0,282 iO 0,580 iO 0,872 iO 1,0 i0 0,109 iO Z - 0,340 10 - 0,364 1O 0,191 i0 0,666 i0 0,232 i0 - 0,244 io- Rx 0,162 iO 0,130 i05 - 0,108 iO - 0,399 i0 - 0,967 iO - 0,859 iü Ry 0,845 i0 0,108 io - 0,925 iO 0,109 iO 0,573 10-6 - 0,736 iü- Rz - 0,414 iO 0,126 10 0,213 iO - 0,168 iO 0,133 iO - 0,303 i0 Nature Lacet er 2 eme 3 eme i er 2 eme du mode Tangage Tangage Tangage Roulis Tableau 111.3: Vecteurs propres en tête rotor - Super Puma MK II Roulis Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 153
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N° d'ordre 94 - 53 MEMOIRE DE THES
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ECOLE CENTRALE DE LYON Directeur: E
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Machines Thermiques Photocatalyse M
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RESUME Le développement croissant
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INTRODUCTION Les vibrations sur un
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La stabilité d'un rotor et plus g
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Il faut remarquer que du point de v
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Les coefficients ji et a intervienn
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modes devient plus difficile et les
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Le premier type de terme est de la
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Le terme Fb2 se calcule en intégra
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hb qb V, = r hb qb Q cosìv + (hb q
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A II-2 TORSEUR GENERE PAR LE ROTOR
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