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

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Correction des X par a méthode de résolution choisie Initialisation des inconnues (Battement, Traînée, Torsion, Modes fuselage Remplissage du vecteur X des inconnues Augmentation de la taille Boucle sur les azimuts Prise en compte des mouvements en tête rotor Boucle sur les sections en envergure Calcul des équations de Lagrange Analyse harmonique des équations de Lagrange Analyse harmonique des efforts en tête rotor Résolution des équations modales du fuselage Remplissage du vecteur Y des équations Augmentation de la taille Convergence Figure 111.9: Organigramme pour le calcul du couplage Rotor - Structure Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 168
111.3.3 VALIDATIONS DU CODE 111.3.3.1 Base modale équivalente à un encastrement Afin de valider progressivement le nouveau code de calcul Rotor - Structure couplé, nous présenterons tout d'abord des cas de validation très simples. La première validation consiste à retrouver le cas de calcul Rotor isolé si 'l'on prend en compte une base modale simulant un encastrement de la tête rotor. Nous considérerons le cas du Super Puma Mk II, de masse au décollage de 9 tonnes et équipés d'un rotor classique. Les modes pris en compte pour le calcul du rotor sont les deux premiers de traînée et de torsion et les quatre premier de battement. Le mode le plus élevé pris en compte est le quatrième de battement dont la fréquence est de 30 Hz. Ainsi pour simuler l'encastrement, nous choisirons le modes suivant: - masse modale 900 tonnes (=100 fois la masse de l'appareil) - fréquence propre 3000 Hz (= 100 fois la plus haute fréquence de pale) - amortissement modal 5 % - vecteur propre en tête rotor (1 , i , 1, 1 , i , 1) Les résultats montrent que le point de fonctionnement du rotor n'est pas modifié - le niveau vibratoire en tête est de 0,14 i0 g et les efforts le long de la pale sont les mêmes que dans le cas où la tête rotor est encastrée - . D'autre part, il est clair que le fuselage n'est pas excité puisque nous obtenons q = 1,1 10-11 . Cette validation peut paraître inutile mais elle était indispensable pour vérifier que les modifications sur la structure du code R85 n'ont pas perturbées le calcul du point de fonctionnement du rotor. 111.3.3.2 Base modale constituée de modes rigides de translation Une deuxième étape pour la validation de la méthode proposée est d'étudier l'influence d'une base modale constituée de quelques modes de corps rigide pour le fuselage. Dans un premier temps, nous considérerons une base modale constituée de trois modes de translation rigide définis par: - pour tous les modes: fréquence 0 Hz masse généralisée 100 kg m2 amortissement modal O % - vecteurs propres en tête (1 , O , O , O , O , 0) (0,1,0,0,0,0) (0,0,1,0,0,0) Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 169
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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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linéaire. La méthode de la forme
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identifier les effets non-linéaire
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accélérations aux articulations (
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Soit (O, XD, D, ZD) le trièdre li
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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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troisième mode de battement. Pour
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terme sin O reste négligeable deva
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.20 o 15 E a) -o Q. E 10 1 2 3 Freq
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Le cas linéaire montre que plus la
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qb3 + qb3 + mb Cb = maoqt2-2mbaOqt2
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11.3.3 INTERPRETATION DES RESULTATS
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Cette limitation est très pénalis
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où les sont des fonctions analytiq
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IV.6 CONCLUSION L'étude présenté
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Le terme Fb2 se calcule en intégra
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