Etude du comportement dynamique linéaire et non-linéaire d'un ...
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identifier les eff<strong>et</strong>s <strong>non</strong>-<strong>linéaire</strong>s in<strong>du</strong>its par les <strong>non</strong>-linéarités quadratiques. La correction<br />
apportée par ces termes à la solution <strong>linéaire</strong> sera alors évaluée en recomposant le signal<br />
temporel à partir des deux premiers termes de la série de Volterra. Enfin, nous utiliserons la<br />
méthode de la forme normale pour définir les modes <strong>non</strong>-<strong>linéaire</strong> de la pale. Par une<br />
méthode de perturbation, nous pourrons également étudier la stabilité de ces modes.<br />
Le chapitre 3 est dédié à l'étude <strong>du</strong> couplage Rotor - Structure <strong>du</strong>n hélicoptère<br />
dans le cadre de l'approximation <strong>linéaire</strong>. Dans un premier temps, nous développerons un<br />
modèle analytique qui utilise une description modale des deux sous-structures. Ce premier<br />
modèle dans lequel l'aéro<strong>dynamique</strong> est très sommaire perm<strong>et</strong> cependant de comprendre les<br />
phénomènes de couplage mis en jeu. Une étude systématique des modes de pale perm<strong>et</strong> de<br />
relier chacun deux à un mode de fuselage avec lequel il se couple. Ensuite, nous présenterons<br />
un modèle numérique global de l'appareil qui utilise le plus possible le code de calcul <strong>du</strong><br />
rotor préexistant. L'enrichissement ainsi apporté, nous perm<strong>et</strong> de disposer <strong>d'un</strong> outil pour<br />
dimensionner l'hélicoptère. La validation sera envisagée sur plusieurs cas tests avant<br />
d'aborder en détail un cas réel sur lequel les résultats seront confrontés à des mesures<br />
expérimentales.<br />
Enfin, le chapitre 4 étudiera un phénomène de couplage entre le rotor <strong>et</strong> la<br />
structure sous un angle très appliqué. Il s'agit de comprendre l'apparition <strong>d'un</strong> phénomène<br />
vibratoire anormal sur un certain type d'appareil. Ce phénomène m<strong>et</strong>tant en jeu des<br />
ensembles mécaniques bien particuliers, nous développerons un nouveau modèle analytique<br />
de couplage adapté à c<strong>et</strong>te étude. La description <strong>du</strong> rotor sera basée sur les modes de<br />
déformation des pales alors que la description <strong>du</strong> fuselage sera ré<strong>du</strong>ite aux seuls degrés de<br />
liberté intervenant dans le déclenchement <strong>du</strong> phénomène. La solution technologique<br />
actuellement adoptée pourra alors être validée à l'aide de ce modèle ce qui n'avait jamais été<br />
fait. Nous pourrons en outre établir une liste de solutions plus ou moins facilement<br />
adaptable pour s'affranchir <strong>du</strong> problème soulevé. Nous montrerons également que les<br />
nouvelles technologies qui se développent - commandes de vol électriques, contrôle actif -<br />
perm<strong>et</strong>tent d'apporter une solution élégante à ce problème.<br />
Intro<strong>du</strong>ction<br />
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