Etude du comportement dynamique linéaire et non-linéaire d'un ...
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eff<strong>et</strong>, leurs positions en fréquence sont très éloignées de l'excitation générée par le rotor - à<br />
4,417 Hz -.<br />
La troisième harmonique <strong>du</strong> moment de flexion est peu modifiée par la base<br />
modale souple <strong>et</strong> de plus les modifications agissent dans le sens <strong>d'un</strong>e diminution des<br />
efforts. Ce phénomène est dû au couplage avec le 3ème mode souple <strong>du</strong> fuselage qui est ui-i<br />
mode ayant une forte composante de tamis en tête rotor. Ce mode est situé à 13,003 Hz c'est<br />
à dire proche <strong>du</strong> 3 1 ( = 13,251 Hz ). Cependant, la masse modale étant élevée par rapport<br />
aux autres modes - 2,4 iO kg m2 - le couplage de la <strong>dynamique</strong> <strong>du</strong> rotor avec ce mode est<br />
peu sensible. Il y a effectivement diminution des efforts <strong>du</strong> rotor car ce mode de fuselage agit<br />
comme un absorbeur <strong>dynamique</strong> vis à vis des efforts en 3 .<br />
Le phénomène précédent est encore plus sensible sur 1' harmonique 4 <strong>du</strong><br />
moment de flexion en traînée. En eff<strong>et</strong>, la base modale contient deux modes très proches <strong>du</strong><br />
4 c - 17,668 Hz -. Il s'agit <strong>du</strong> mode de pompage à 17,603 Hz , de masse modale 5 iü kg<br />
m2 <strong>et</strong> <strong>du</strong> mode de tamis à 17,842 Hz , de masse modale 9 io kg m2. C'est surtout le mode<br />
de tamis qui va se coupler avec le mode de traînée des pales comme nous avons pu le<br />
montrer dans la première partie de ce chapitre. Comme la fréquence d'excitation <strong>et</strong> la<br />
fréquence de ce mode sont proche <strong>et</strong> puisqu'en outre, la masse modale est faible, le mode de<br />
fuselage va être excité <strong>et</strong> donc se comporter comme un absorbeur <strong>dynamique</strong> calé sur la<br />
fréquence d'excitation <strong>du</strong> rotor.<br />
Au contraire des remarques précédentes, l'harmonique 5 <strong>du</strong> moment de flexion<br />
est modifiée dans le sens <strong>d'un</strong>e augmentation des efforts. La prise en compte de la base<br />
modale n'entraîne pas une atténuation des efforts puisque elle ne contient pas de mode<br />
susceptible de jouer le rôle d'absorbeur de vibrations. Le mode le plus élevé en fréquence est<br />
situé à 20,893 Hz alors que l'excitation en 5 L correspond à une fréquence de 22,085 Hz.<br />
Dans ces conditions, la <strong>dynamique</strong> globale <strong>du</strong> fuselage crée des efforts supplémentaires sur<br />
les pales. Plus l'amortissement de la base modale <strong>du</strong> fuselage est faible, plus les efforts<br />
supplémentaires générés sur les pales sont importants. Ce résultat se comprend aisément<br />
puisqu'un faible taux d'amortissement sur la structure ne perm<strong>et</strong> pas de dissiper beaucoup<br />
d'énergie ; c<strong>et</strong>te énergie se r<strong>et</strong>rouve donc sur le rotor.<br />
La figure 111.13 présente les résultats obtenus concernant les charges<br />
aéro<strong>dynamique</strong>s de traînée. La prise en compte de la base modale apporte des<br />
modifications sur les seules harmoniques 3, 4 <strong>et</strong> 5. De manière générale, la modification des<br />
charges aéro<strong>dynamique</strong>s est beaucoup moins importante que la modification des efforts<br />
d'inertie. Ce résultat confirme l'hypothèse que l'aéro<strong>dynamique</strong> est peu modifiée par la<br />
présence <strong>du</strong> fuselage. Néanmoins, l'augmentation des efforts aéro<strong>dynamique</strong>s est sensible sur<br />
les harmoniques 3 <strong>et</strong> 5. Ce résultat se comprend puisque nous avons montré - cf Tableau 111.6<br />
- que les efforts aéro<strong>dynamique</strong>s de traînée se répercutent en repère tournant sur les<br />
harmoniques k b - I <strong>et</strong> k b + 1. De plus, l'augmentation des charges aéro<strong>dynamique</strong>s est<br />
d'autant plus importante que l'amortissement structural <strong>du</strong> fuselage est faible.<br />
Chapitre 3 : Couplage Rotor - Structure 177