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

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IV.6 CONCLUSION L'étude présentée dans ce chapitre a permis de faire apparaître clairement le phénomène d'instabilité par réinjection de commande - phénomène 12 Hz -. L'origine de cette divergence est le mouvement de basculement de la boite de transmission principale par rapport au fuselage. Ces mouvements longitudinaux ou latéraux se couplent entre eux pour exciter de manière parasite la chaîne de commande dont la fonction est d'assurer le pilotage de l'appareil. Les systèmes d'aide au pilotage, comme la servocommande, amplifient ces ordres parasites qui sont donc réinjectés en tête rotor. La modification des efforts aérodynamiques qui en découle tend à augmenter le mouvement de basculement de la boite de transmission. Nous voyons alors apparaître une boucle de réinjection dont les principales composantes sont le système d'attache de la boite au fuselage - raideur et amortissement - et le bloc servocommande - fonction de transfert -. L'étude des principaux paramètres de la boucle de réinjection a permis de dégager certaines propriétés du phénomène 12 Hz. - une rigidification du système d'attache de la boite sur le fuselage dans le sens longitudinal fait disparaître l'instabilité à 12 Hz. Cependant, une telle modification dégrade le niveau vibratoire mesuré en cabine. - une augmentation de l'amortissement du mode de basculement longitudinal est également favorable vis à vis de ce phénomène mais est à l'heure actuelle irréalisable en pratique. - une diminution du gain à 12 Hz de la servocommande est le moyen le plus efficace de s'affranchir du problème 12 Hz. Les trois stratégies possibles - diminution du gain statique, augmentation de l'amortissement réduit et positionnement en basse fréquence de la fréquence de coupure - ont montré leurs efficacités. Cependant, la servocommande est un organe mécanique et la modélisation par une fonction de transfert du second ordre fait disparaître cet aspect. Il est par exemple impossible de savoir quelle pièce modifier pour changer le positionnement de la fréquence de coupure ou de l'amortissement réduit. Seule une modification du gain peut être envisagée aisément mais elle pénalise le pilotage. Néanmoins, l'introduction de commandes de vol électriques devrait permettre dans un futur proche de s'affranchir définitivement du problème 12 Hz en positionnant un filtre passe bas à l'entrée de la servocommande. La prise en compte des mouvements latéraux dans la modélisation a permis de montrer que la raideur d'attache latérale peut également déclencher un phénomène vibratoire instable du même type à la fréquence 13,5 Hz. Une raideur d'attache trop faible génère des mouvements de basculement trop importants qui vont exciter la chaîne de Chapitre 4 : Instabilité de couplage Rotor - Structure 218
commande et conduire à l'instabilité. Mais cette raideur latérale est définie uniquement par les modes de déformation du fuselage qui imposent une certaine souplesse. li est donc impossible de connaître avec précision ce paramètre du système. Au vu des résultats de cette étude, il apparaît que la solution adoptée actuellement par EUROCOPTER est la meilleure. L'introduction d'une bielle de compensation entre le fond de la boite de transmission principale et la bielle d'attaque de la servocommande permet de diminuer les ordres de réinjection et d'assurer la stabilité du système. Chapitre 4 : Instabilité de couplage Rotor - Structure 219
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N° d'ordre 94 - 53 MEMOIRE DE THES
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ECOLE CENTRALE DE LYON Directeur: E
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Machines Thermiques Photocatalyse M
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RESUME Le développement croissant
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INTRODUCTION Table des Matières I
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111.3 Etude numérique du couplage
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INTRODUCTION Les vibrations sur un
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La stabilité d'un rotor et plus g
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linéaire. La méthode de la forme
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identifier les effets non-linéaire
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Soit (O, XD, D, ZD) le trièdre li
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1.2.2 LE MODELE PALE SOUPLE L Y (tr
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Il faut remarquer que du point de v
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La vitesse V (M) dun point courant
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Les coefficients ji et a intervienn
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traînée peut être négative. C'e
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aérodynamiques - et comme axes pri
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Ainsi, en combinant les équations
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25 NI 20 i: 30 20 (Q Q) o o- 10 (Q
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niveau vibratoire est donc beaucoup
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Le cas linéaire montre que plus la
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mc+ky+dy2=x(t) (2.24) Nous choisiss
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qb3 + qb3 + mb Cb = maoqt2-2mbaOqt2
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La figure 11.11 permet de comparer
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Cette limitation est très pénalis
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où les sont des fonctions analytiq
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la forme: 4-jE0U1 + a9u1 + iAuu3 EU
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Nous allons comparer le résultat o
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Afin de calculer les solutions pér
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uiu0exp(-iot) u3=u0exp(iwt) u2=O U4
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Ai+ieq-Mi-ai O O o (2.91) Pour ne p
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0.6- 0.4 0.2 - g =0.04 -.-g=0.08 5
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11.5 CONCLUSION Les méthodes d'ana
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-y A ce stade, nous avons pris en c
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aérodynamiques. Ces deux types d'a
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1bi 1sbi - 2 Q /bi cbi + V k1 (2 Q
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NI C/) G) I- 2 Q) G) o C G) 10 9 8
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Il ressort de l'étude du premier m
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Nous disposons également des carac
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Le diagramme des amortissements n'e
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u) Q) 02 Du) Q) > u) Q) Q) Q) Q) .?
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La figure 111.7 montre que l'amorti
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Par contre du point de vue dynamiqu
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