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

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Soit (O, XD, D, ZD) le trièdre lié au disque rotor / I,,, / / / Z) I ,I Figure 1.2 : Vitesses induites par le rotor L'incidence du disque rotor d est définie par: ad=._Arctg('-4-) D'après l'équation (1.5), la vitesse induite moyenne V10 - c'est à dire la composante de Vi sur l'axe OZd - vérifie: FN=-2pSVjou+(Vo-wd (1.6) Pour déterminer ViO, il faut donc résoudre: v0(v2-2 Vsinczd Vo+ V?o)=-sign(FN) (1.7) La recherche de la solution de cette équation se fait par une méthode itérative de Newton à une seule variable. Cependant, les résultats expérimentaux montrent que les valeurs de la vitesse induite moyenne données par la théorie de Froude sont sous-estimées. Cet écart provient des pertes en bout de pale et de la non-uniformité du champ des vitesses. Nous convenons donc de corriger d'une façon globale la valeur de Vo d'un coefficient K. En outre, les vitesses induites ne sont pas uniformes sur le disque rotor ; elles sont presque nulles sur le bord avant du disque et presque le double de la valeur moyenne sur le bord arrière. Latéralement, elles sont affaiblies du côté de la pale avançante et augmentées du côté de la pale reculante. Compte tenu de ces remarques, nous avons choisi de prendre pour expression des vitesses induites: Chapitre 1: Modélisation du rotor 30 /
V = Vj0 + Vic-f-COS ií+ VisSifl W v=- ad (1.8) cos ad = 2 i Vo VITESSES INDUITES FUSELAGE où t est le coefficient d'avancement (= V cos 04j/ R). En vol de translation, nous utiliserons un modèle de vitesses induites linéaires initialisé par la théorie simplifiée de Meijer-Drees. Le diagramme de la Figure 1.3 montre le processus itératif utilisé pour le calcul des vitesses induites dans le cas le plus général: INITIALISATION DES VITESSES INDUITES (Meijer - Drees) t VITESSES INDUI i ES ROTOR I INCIDENCE DES PALES t PORTANCE ET TRAINEE -s- CIRCULATION 'L I I MATRICE VITESSES INDUITES ROTOR D'INFLUENCE SILLAGE MOYENNE Table des profils _Bo.çletetn MOUVEMENT DES PALES RELAXATION ,Jynamique des pales I FORCES ET MOMENTS INTEGRES PERFORMANCE Figure 1.3 : Processus de convergence pour le calcul des vitesses induites Chapitre i : Modélisation du rotor 31
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Cette limitation est très pénalis
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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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NI C/) G) I- 2 Q) G) o C G) 10 9 8
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Nous disposons également des carac
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A partir du torseur en tête rotor
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Modes fuselage Calcul par RFD Code
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tzt4/02/q.4 l5-3q2czt R85S2.G - 332
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Afin de compléter l'étude de ce c
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Nous pouvons encore vérifier la pe
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Soit M un point courant de la pale
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= b b 2 lJ + Umca = (-m wq1+ -J2 qj
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Cela conduit à: (b ml2 + Iß+ Im)+
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- le premier est dû au basculement
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K= Les efforts aérodynamiques peuv
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modes devient plus difficile et les
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Y X Figure IV.12: Système de renvo
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O 2Qii O O O bQvi O -2Qt1 O O O -bQ
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IV.6 CONCLUSION L'étude présenté
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CONCLUSION Dans la première partie
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caractéristiques de ces pièces on
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Le terme Fb2 se calcule en intégra
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