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

111.3.3.3 Base modale constituée de modes rigides de rotation
Nous pouvons compléter la validation du code en étudiant l'influence de la
base modale suivante, constituée des trois modes rigides de rotation:
fuselage et pour retrouver certaines propriétés de l'aérodynamique.
Les modifications apportées par cette base modale sur les moments d'inertie
en torsion ( M Inr X ) et sur les moments aérodynamiques en torsion ( M Aer X ) sont
présentés sur la figure 111.11. Nous observons encore une fois que seule la répartition des
moments sur les harmoniques 3 , 4 et 5 est modifiée. La modification apportée sur
l'harmonique 6, qui ne devrait pas apparaître, est due au couplage inter-harmonique lors de
l'analyse harmonique des efforts mais cette modification reste très faible par rapport à celles
apportées sur les harmoniques 3, 4 et 5. Dans le cas de cette base modale, les efforts sont le
plus modifiés sur les harmoniques 3 et 5 par rapport à l'harmonique 4. Ce phénomène
s'explique facilement si nous nous reportons aux résultats présentant la dynamique du rotor
- Tableau 111.6 -. Les mouvements de roulis et de tangage - rotations Rx et Ry - créent des
efforts en k b - 1 et k b + 1 en repère tournant. Au contraire, le mouvement de lacet - rotation
Rz - génère des efforts en k b. Comme l'inertie du rotor est beaucoup plus importante en lacet
qu'en tangage et en roulis, les modifications sur les harmoniques 3 et 5 seront beaucoup plus
importante que celles sur l'harmonique 4.
D'autre part, les moments aérodynamiques sont très peu modifiés alors que
les efforts d'inertie varient considérablement. Cela corrobore le phénomène déjà observé à
savoir que le point de fonctionnement du rotor vis à vis de l'aérodynamique est peu modifié
par l'introduction d'une base modale de fuselage. Seule l'inertie du rotor est modifiée de
manière considérable.
- pour tous les modes: fréquence 0 Hz
Enfin, à partir du torseur en tête rotor, nous pouvons calculer les coordonnées
modales associées aux modes de fuselage et les comparer aux résultats calculés directement
par le code Rotor - Structure couplé.
masse généralisée loo kg m2
amortissement modal O %
- vecteurs propres en tête (0,0,0,1,0,0)
(0,0,0,0,1 0)
(0,0,0,0,0,1)
Là encore, ces modes ne représentent pas une dynamique de l'appareil mais ils
vont nous être utiles pour valider la partie du code qui résout les équations modales du
Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 173