Etude du comportement dynamique linéaire et non-linéaire d'un ...
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111.3.3 VALIDATIONS DU CODE<br />
111.3.3.1 Base modale équivalente à un encastrement<br />
Afin de valider progressivement le nouveau code de calcul Rotor - Structure<br />
couplé, nous présenterons tout d'abord des cas de validation très simples.<br />
La première validation consiste à r<strong>et</strong>rouver le cas de calcul Rotor isolé si 'l'on<br />
prend en compte une base modale simulant un encastrement de la tête rotor. Nous<br />
considérerons le cas <strong>du</strong> Super Puma Mk II, de masse au décollage de 9 tonnes <strong>et</strong> équipés <strong>d'un</strong><br />
rotor classique. Les modes pris en compte pour le calcul <strong>du</strong> rotor sont les deux premiers de<br />
traînée <strong>et</strong> de torsion <strong>et</strong> les quatre premier de battement. Le mode le plus élevé pris en compte<br />
est le quatrième de battement dont la fréquence est de 30 Hz. Ainsi pour simuler<br />
l'encastrement, nous choisirons le modes suivant:<br />
- masse modale 900 tonnes (=100 fois la masse de l'appareil)<br />
- fréquence propre 3000 Hz (= 100 fois la plus haute fréquence de pale)<br />
- amortissement modal 5 %<br />
- vecteur propre en tête rotor (1 , i , 1, 1 , i , 1)<br />
Les résultats montrent que le point de fonctionnement <strong>du</strong> rotor n'est pas<br />
modifié - le niveau vibratoire en tête est de 0,14 i0 g <strong>et</strong> les efforts le long de la pale sont<br />
les mêmes que dans le cas où la tête rotor est encastrée - . D'autre part, il est clair que le<br />
fuselage n'est pas excité puisque nous obte<strong>non</strong>s q = 1,1 10-11 . C<strong>et</strong>te validation peut<br />
paraître inutile mais elle était indispensable pour vérifier que les modifications sur la<br />
structure <strong>du</strong> code R85 n'ont pas perturbées le calcul <strong>du</strong> point de fonctionnement <strong>du</strong> rotor.<br />
111.3.3.2 Base modale constituée de modes rigides de translation<br />
Une deuxième étape pour la validation de la méthode proposée est d'étudier<br />
l'influence <strong>d'un</strong>e base modale constituée de quelques modes de corps rigide pour le fuselage.<br />
Dans un premier temps, nous considérerons une base modale constituée de<br />
trois modes de translation rigide définis par:<br />
- pour tous les modes: fréquence 0 Hz<br />
masse généralisée 100 kg m2<br />
amortissement modal O %<br />
- vecteurs propres en tête (1 , O , O , O , O , 0)<br />
(0,1,0,0,0,0)<br />
(0,0,1,0,0,0)<br />
Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 169