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

ecomposition du signal temporel, nous avons validé lintérêt de la méthode qui peut
également être utilisée comme moyen d'acquisition expérimental.
Enfin, la méthode de la forme normale a été utilisée pour définir les modes
non-linéaire du système couplé battement - torsion. Nous avons défini, pour chaque mode,
une relation entre la fréquence et l'amplitude qui permet de connaître le comportement
dynamique. De plus, par une méthode de perturbations, nous avons pu étudier la stabilité
des modes dans le domaine non-linéaire. A cette occasion, nous avons montré l'influence du
paramètre non-linéaire de couplage battement - torsion. Comme les résultats obtenus dans le
premier chapitre l'avaient laissé prévoir, c'est une augmentation de ce paramètre qui peut
conduire à l'instabilité du système.
L'application des méthodes d'analyse non-linéaires à un système multidimensionnel
proche de la réalité, comme c'est le cas ici, est une approche nouvelle. Même si,
à l'heure actuelle, les phénomènes non-linéaires ne sont pas prépondérants dans la
dynamique du rotor, ils risquent fort d'apparaître comme non-négligeables dans un futur
proche. En effet, l'optimisation croissante des structures conduit à les alléger ce qui a pour
conséquence immédiate d'amplifier les effets non-linéaire. Le travail effectué ici ouvre la voie
à une étude complète du comportement dynamique d'un rotor non-linéaire.
Le second thème abordé dans ce rapport concerne le couplage entre le rotor et
le fuselage d'un hélicoptère. Cette étude nous a permis de développer des outils numériques
et analytiques modélisant le comportement dynamique global d'un appareil et qui permettent
de connaître dès le stade de l'avant projet les caractéristiques vibratoires principales d'un
nouvel hélicoptère. La modélisation que nous avons adopté se décompose en deux étapes.
Un premier modèle, analytique, permet de définir quels sont les couplages entre les modes
du rotor et les modes du fuselage. Par exemple, nous avons pu identifier le couplage entre le
premier mode de traînée régressif et les mouvements de tamis de la tête rotor. La stabilité
dynamique de l'appareil dépend essentiellement de ce couplage. Un second modèle,
numérique, permet d'utiliser le code de calcul du rotor déjà existant pour inclure les effets
dynamiques liés au fuselage. C'est ce modèle qui sera utilisé en Bureau d'Etude après avoir
été complètement validé. Nous avons proposé quelques étapes de validation qui montrent
que les résultats obtenus paraissent acceptables. Il semble que l'aérodynamique n'est pas
fortement modifiée par la présence de la dynamique du fuselage.
Nous avons en outre étudié plus particulièrement un phénomène de couplage
entre le rotor et la structure qui peut conduire à une instabilité. Ce phénomène se caractérise
par une excitation de la chaîne de commande à partir des mouvements de la boite de
transmission principale. L'instabilité qui en résulte dans certains cas est due au transfert
trop important de la servocommande et à la souplesse du système de suspension de la boite
de transmission sur le fuselage. Plusieurs solutions basées sur la modification des
Conclusion
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