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

Les nouveaux paramètres qui doivent être pris en comp te sont:
- l'amortissement modal du mode de basculement latéral lì! que nous
relions à l'amortissement physique c de la même façon que pour le basculement longitudinal.
En effet, les deux modes de basculement ont les mêmes caractéristiques géométriques et seule
diffère la raideur d'attache.
- la raideur de suspension vis à vis du basculement latéral K1. En fait,
le système de suspension est très raide en latéral et la raideur K1 est uniquement due à la
souplesse du fuselage au voisinage des points d'attache de la suspension. Par conséquent, il
est très difficile d'estime la valeur de K1.
La figure IV.13 montre les résultats d'une simulation effectuée avec une
servocommande sur-amortie (G = 1, f = 10 Hz, = 0,707) et dans le cas où les
amortissements des deux modes de basculement sont importants ( 10 %). Les raideurs
d'attache longitudinale et latérale sont égales - 6 106 N/rn -. Nous avions déjà étudié ce cas
en ne prenant en compte que le basculement longitudinal et nous avions conclu que le
système restait stable. Ici, la prise en compte des mouvements latéraux n'apporte pas
d'instabilité comme le montre le diagramme des amortissements. Par contre, nous observons
un couplage important entre les deux modes de basculement de la BTP. Les mouvements de
basculement dans les deux directions ne sont donc pas indépendants. Bien que l'instabilité
ne puisse pas être déclenchée par le mouvement de basculement latéral de la
servocommande, celui ci participe à l'instabilité par l'intermédiaire du couplage des
mouvements de basculement dans les deux directions.
Afin de mieux comprendre l'apparition du phénomène de divergence dû aux
mouvements latéraux, nous avons réalisé an balayage sur la valeur de K1. Les résultats de
cette simulation - Figure IV.14 - montrent qu'il existe une valeur critique de la raideur
d'attache en dessous de laquelle le système présente une instabilité. Le phénomène mis en jeu
est alors un couplage entre les deux modes de basculement et le mode de servocommande.
Le phénomène divergent apparaît cette fois à une fréquence de 13,5 Hz. Cette valeur est
sensiblement différente de celle calculée dans le cas des mouvements longitudinaux mais
correspond précisément aux mesures effectuées expérimentalement. Il demeure néanmoins
une forte incertitude sur la valeur de Kl. Etant donné que le système de suspension est très
raide dans cette direction, c'est la souplesse du fuselage au voisinage des points d'attache
qui doit être prise en compte. Or, cette souplesse varie en fonction de la fréquence à laquelle
elle est calculée car elle est déterminée par les modes du fuselage. Il suffit donc qu'un mode
de fuselage avec des grandes déformations au niveau des points d'attache soit positionné à
une fréquence proche de 13 Hz pour qu'il y ait un risque d'instabilité déclenchée par un
mouvement de basculement latéral de la BTP.
Chapitre 4 : Instabilité de couplage Rotor - Structure
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