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

More documents

Recommendations

Info

En conclusion, nous pouvons affirmer qu'une diminution du gain de la servocommande vue à la fréquence du mode de basculement - environ 12 Hz - permet de faire disparaître l'instabilité. Cette diminution du gain peut être obtenue en avachissant la servocommande (diminution du gain statique ) , en positionnant la fréquence de coupure loin de 12 Hz (une fréquence basse permet de filtrer les ordres de réinjection) ou bien encore en augmentant l'amortissement réduit. Cependant, ces solutions sont difficiles à mettre en oeuvre pratiquement puisque la servocommande est soumise à un cahier des charges très sévère. La diminution du gain statique n'est pas envisageable car les ordres de pilotage qui ont aussi une composante quasi-statique doivent garder une amplitude suffisante pour rendre le pilotage possible. L'augmentation du taux d'amortissement se traduit par un déphasage accru entre les ordres d'entrée et les ordres de sortie ce qui rend le pilotage impossible. Seule la diminution de la fréquence de coupure peut être envisagée en plaçant un système de contrôle actif à l'entrée de la servocommande. En effet, nous pouvons adopter un système de contrôle utilisant un actionneur piézo-électrique, qui ayant une raideur très importante, sera invisible du point de vue statique par les ordres très basse fréquence du pilote. Par un système d'asservissement très simple, nous pourrons contrôler le déplacement du piston de la servocommande pour filtrer les ordres dynamiques parasites. Nous pouvons remarquer également que l'introduction de commandes de vol électriques permet d'apporter une solution immédiate au problème. Dans une telle configuration, les ordres de pilotage sont transformés en un signal électrique qui peut alors être filtré par un filtre passe bas positionné en entrée de la servocommande. Chapitre 4 : Instabilité de couplage Rotor - Structure 210
IV.4 VALIDATION DE LA SOLUTION RETENUE Les études paramétriques précédentes ont permis de montrer que des modifications de la servocommande ou du système de suspension pourraient être adoptées pour s'affranchir du problème 12 Hz. Mais ces pièces, qui sont vitales à l'appareil, ne peuvent pas être modifiées aisément puisqu'elles sont définies par un cahier des charges très sévère qui prend en compte de nombreux autres aspects aussi bien statiques que dynamiques. Nous présentons donc une solution adoptée par EUROCOPTER qui donne de bons résultats expérimentaux mais qui n'a jamais été validée d'un point de vue théorique. Cette solution consiste à introduire une bielle de compensation. C'est une pièce qui relie le fond de la BTP à la bielle d'attaque de la servocommande et permet donc de solidariser l'ensemble. Cela permet de faire disparaître les mouvements parasites à l'entrée de la servocommande. Système de renvoi de commande Pilote Servocommande BTP Bielle de com.ensatjon Mât Suspension Figure IV.11: Système de bielle de compensation En s'intéressant plus particulièrement au système du renvoi de commande, nous allons montrer que ce système est équivalent à un gain négatif de la servoconm-îande. Chapitre 4 : Instabilité de couplage Rotor - Structure 211
Page 1:
N° d'ordre 94 - 53 MEMOIRE DE THES
Page 5 and 6:
ECOLE CENTRALE DE LYON Directeur: E
Page 7:
Machines Thermiques Photocatalyse M
Page 11:
RESUME Le développement croissant
Page 15 and 16:
INTRODUCTION Table des Matières I
Page 17 and 18:
111.3 Etude numérique du couplage
Page 19 and 20:
INTRODUCTION Les vibrations sur un
Page 21 and 22:
La stabilité d'un rotor et plus g
Page 23 and 24:
linéaire. La méthode de la forme
Page 25:
identifier les effets non-linéaire
Page 28 and 29:
1.2 MODELISATION NUMERIQUE DU ROTOR
Page 30 and 31:
accélérations aux articulations (
Page 32 and 33:
Soit (O, XD, D, ZD) le trièdre li
Page 34 and 35:
1.2.1.4 Méthode de résolution Nou
Page 36 and 37:
1.2.2 LE MODELE PALE SOUPLE L Y (tr
Page 38 and 39:
1.2.2.3 Modèle élastique Nous che
Page 40 and 41:
Il faut remarquer que du point de v
Page 42 and 43:
1.3.1 MODELE INERTIEL Afin de décr
Page 44 and 45:
La vitesse V (M) dun point courant
Page 46 and 47:
Les coefficients ji et a intervienn
Page 48 and 49:
traînée peut être négative. C'e
Page 50 and 51:
aérodynamiques - et comme axes pri
Page 52 and 53:
Ainsi, en combinant les équations
Page 54 and 55:
1.4 ETUDE DU COMPORTEMENT LINEAIRE
Page 56 and 57:
25 NI 20 i: 30 20 (Q Q) o o- 10 (Q
Page 58 and 59:
troisième mode de battement. Pour
Page 60 and 61:
E 06 04 02- o -0.2- -0.4 06- -08 10
Page 62 and 63:
E c'J o 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 06 Temp
Page 64 and 65:
terme sin O reste négligeable deva
Page 66 and 67:
1.5 PRISE EN COMPTE DE NON-LINEARIT
Page 68 and 69:
attement 3, de traînée 2 et de to
Page 70 and 71:
1.5.2 COMPORTEMENT NON LINEAIRE EN
Page 72 and 73:
niveau vibratoire est donc beaucoup
Page 74 and 75:
1.6 CONCLUSION L'étude menée dans
Page 77 and 78:
11.1 INTRODUCTION CHAPITRE II: ANAL
Page 79 and 80:
Pour t = O, l'équation (2.1) est l
Page 81 and 82:
ç2Jr JF [a cos r, - a w sin pJ sin
Page 83 and 84:
27t F [a cos ', - a w sin j sin iy
Page 85 and 86:
.20 o 15 E a) -o Q. E 10 1 2 3 Freq
Page 87 and 88:
Le cas linéaire montre que plus la
Page 89 and 90:
11.3 LES SERIES FONCTIONNELLES DE V
Page 91 and 92:
mc+ky+dy2=x(t) (2.24) Nous choisiss
Page 93 and 94:
qb3 + qb3 + mb Cb = maoqt2-2mbaOqt2
Page 95 and 96:
11.3.3 INTERPRETATION DES RESULTATS
Page 97 and 98:
Figure 11.3: Bi-spectre en amplitud
Page 99 and 100:
w2 Wi Figure 11.5: Bi-spectre et co
Page 101 and 102:
11.3.3.2 Etude du mode de battement
Page 103 and 104:
C\J 12- 10- 6 o' o ,,,. w2 ; ;.'t,.
Page 105 and 106:
0.6- 00.5 Cl) ao w o E 0.3- -a w -a
Page 107 and 108:
11.3.3.4 Recomposition du signal te
Page 109 and 110:
La figure 11.11 permet de comparer
Page 111 and 112:
Cette limitation est très pénalis
Page 113 and 114:
où les sont des fonctions analytiq
Page 115 and 116:
dXk1 Dk+1(Xk+1)JXk1 -JDk+l(Xk+1) dt
Page 117 and 118:
x= O C i o Soit encore: X=AX+F,i(X)
Page 119 and 120:
(I+aT3 (U))d.L- D(U+ T3(U))+ Gj(U+
Page 121 and 122:
la forme: 4-jE0U1 + a9u1 + iAuu3 EU
Page 123 and 124:
Nous allons comparer le résultat o
Page 125 and 126:
Afin de calculer les solutions pér
Page 127 and 128:
uiu0exp(-iot) u3=u0exp(iwt) u2=O U4
Page 129 and 130:
11.4.2.4 Etude de la stabilité des
Page 131 and 132:
Ai+ieq-Mi-ai O O o (2.91) Pour ne p
Page 133 and 134:
0.6- 0.4 0.2 - g =0.04 -.-g=0.08 5
Page 135:
11.5 CONCLUSION Les méthodes d'ana
Page 138 and 139:
111.2 ETUDE ANALYTIOUE DU COUPLAGE
Page 140 and 141:
-y A ce stade, nous avons pris en c
Page 142 and 143:
aérodynamiques. Ces deux types d'a
Page 144 and 145:
111.2.1.4 Equations du mouvement po
Page 146 and 147:
1bi 1sbi - 2 Q /bi cbi + V k1 (2 Q
Page 148 and 149:
111.2.2 ETUDE PARAMETRIOUE DU SYSTE
Page 150 and 151:
NI C/) G) I- 2 Q) G) o C G) 10 9 8
Page 152 and 153:
111.2.2.2 Couplages dus aux modes d
Page 154 and 155:
Il ressort de l'étude du premier m
Page 156 and 157:
Nous disposons également des carac
Page 158 and 159:
Le diagramme des amortissements n'e
Page 160 and 161:
u) Q) 02 Du) Q) > u) Q) Q) Q) Q) .?
Page 162 and 163: La figure 111.7 montre que l'amorti
Page 164 and 165: 111.3.1 HYPOTHESES GENERALES Les ef
Page 166 and 167: 111.3.2 MISE EN OEUVRE DU COUPLAGE
Page 168 and 169: Par contre du point de vue dynamiqu
Page 170 and 171: Correction des X par a méthode de
Page 172 and 173: Ces modes ne décrivent en aucun ca
Page 174 and 175: A partir du torseur en tête rotor
Page 176 and 177: Modes fuselage Calcul par RFD Code
Page 178 and 179: 111.3.4 ETUDE DUN CAS DE VOL Comme
Page 180 and 181: tzt4/02/q.4 l5-3q2czt R85S2.G - 332
Page 182 and 183: Afin de compléter l'étude de ce c
Page 184 and 185: Nous pouvons encore vérifier la pe
Page 186 and 187: Le principal résultat que nous avo
Page 188 and 189: IV.2 MODELISATION BI-DIMENSIONNELLE
Page 190 and 191: Soit M un point courant de la pale
Page 192 and 193: = b b 2 lJ + Umca = (-m wq1+ -J2 qj
Page 194 and 195: Cela conduit à: (b ml2 + Iß+ Im)+
Page 196 and 197: - le premier est dû au basculement
Page 198 and 199: G, fréquence de coupure et amortis
Page 200 and 201: K= Les efforts aérodynamiques peuv
Page 202 and 203: IV.3 ETUDE PARAMETRIQUE DU PHENOMEN
Page 204 and 205: IV.3.2 ETUDE DE LA BOUCLE DE REINJE
Page 206 and 207: AMb CD. 15 Q,. ID -ID_05 5 La diver
Page 208 and 209: 20 15 10 5 OALÇ1YAE SUR REGIME ROT
Page 210 and 211: modes devient plus difficile et les
Page 214 and 215: Y X Figure IV.12: Système de renvo
Page 216 and 217: O 2Qii O O O bQvi O -2Qt1 O O O -bQ
Page 218 and 219: FR1 HZ FR2 HZ FF3 HZ AFI 1 Ariz All
Page 220 and 221: IV.6 CONCLUSION L'étude présenté
Page 223 and 224: CONCLUSION Dans la première partie
Page 225: caractéristiques de ces pièces on
Page 228 and 229: I. CHOPRA, O. RAND & S. FLEDEL, 198
Page 230 and 231: U. LEISS, 1984,' A consistent mathe
Page 232 and 233: W. R. WALKER, 1989, Helicopter coup
Page 234 and 235: Nous obtenons immédiatement l'expr
Page 236 and 237: Il vient donc finalement: avec IA t
Page 238 and 239: Le premier type de terme est de la
Page 240 and 241: traînée couplé à la torsion. de
Page 242 and 243: Nous obtenons finalement l'équatio
Page 244 and 245: A I - 3.3 PRISE EN COMPTE DES EFFOR
Page 246 and 247: Le terme Fb2 se calcule en intégra
Page 248 and 249: V = r Q cosijr + ( ht4t cos Oo - hi
Page 250 and 251: hb qb V, = r hb qb Q cosìv + (hb q
Page 252 and 253: htqtV= rhtqthbqbcoseo-rhtqthbqbedsi
Page 254 and 255: coefficients: 'bij =Jpale Mb La pri
Page 256 and 257: TWtOT ifixe çrotor Ix - b b j=1 b
Page 258 and 259: A II-2 TORSEUR GENERE PAR LE ROTOR
show all

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

Create successful ePaper yourself

Delete template?

Save as template?