Etude du comportement dynamique linéaire et non-linéaire d'un ...
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Le diagramme des amortissements n'est pas représentés ici car il est<br />
difficilement interprétable mais il montre qu'il n'y a pas d'instabilité résultant <strong>du</strong> couplage.<br />
Néanmoins que les couplages sont nombreux y compris à la vitesse de rotation nominale <strong>du</strong><br />
rotor. En particulier, il apparaît un couplage entre le premier mode de traînée régressif <strong>et</strong> le<br />
premier mode de tangage de l'appareil. En fait, le couplage est <strong>du</strong> aux mouvements de tamis<br />
en tête rotor générés par le tangage de l'appareil <strong>et</strong> <strong>non</strong> directement à la rotation de la tête<br />
rotor. En eff<strong>et</strong>, nous avions montré, lors de l'étude réalisé à partir <strong>d'un</strong>e base modale<br />
idéalisée <strong>du</strong> fuselage, que le mode de traînée régressif ne peut se coupler qu'avec des<br />
mouvements de tamis. Mais il est clair que dans la configuration réelle les mouvements de la<br />
tête rotor en rotation <strong>et</strong> en translation sont couplés. Ainsi, l'étude <strong>du</strong> couplage Rotor -<br />
Structure doit se faire en prenant en compte tous les modes <strong>du</strong> fuselage dans une certaine<br />
plage de fréquence.<br />
111.2.2.4 <strong>Etude</strong> de la résonance sol<br />
La mise en route <strong>d'un</strong> hélicoptère passe par une phase de montée en régime <strong>du</strong><br />
rotor alors que l'appareil est posé sur ses trains d'atterrissage. Le rotor, originellement à<br />
l'arrêt, doit atteindre sa vitesse de rotation nominale pour autoriser le décollage. Lors de<br />
c<strong>et</strong>te montée en régime, les modes propres <strong>du</strong> système évoluent <strong>et</strong> il peut arriver que les<br />
fréquences propres de deux modes distincts viennent à se confondre. Si ces deux modes<br />
in<strong>du</strong>isent en un point de la structure des efforts de même nature qui, évoluant à la même<br />
fréquence, vont s'ajouter ou se r<strong>et</strong>rancher, il se pro<strong>du</strong>it alors un transfert d'énergie entre ces<br />
deux mouvements naturels <strong>du</strong> système. L'un deux va s'amplifier <strong>et</strong> l'autre s'atténuer. Le<br />
mode amplifié peut alors devenir instable. Pour l'hélicoptère, cela con<strong>du</strong>it au renversement<br />
de l'appareil. C'est le phénomène de la résonance sol.<br />
Le problème de la résonance sol, observé depuis longtemps <strong>et</strong> maintenant<br />
expliqué, fait aujourd'hui l'obj<strong>et</strong> <strong>d'un</strong>e étude systématique aussi exhaustive que possible dès<br />
la conception de l'appareil. Pour mener c<strong>et</strong>te étude, nous utiliserons une base modale de<br />
l'appareil posé sur ces trains d'atterrissage. La base modale calculée là encore par une<br />
modélisation en Elements Finis est sensiblement différente de celle utilisée pour le calcul de<br />
l'hélicoptère en vol. En eff<strong>et</strong>, l'influence des raideurs <strong>du</strong> train d'atterrissage change<br />
considérablement les valeurs des masses modales <strong>et</strong> des fréquences propres. L'ordre<br />
d'apparition des modes propres de la structure change entre les configurations "vol" <strong>et</strong><br />
"résonance sol".<br />
Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 156