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

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1.2.1.4 Méthode de résolution Nous nous intéressons uniquement à l'état d'équilibre du rotor isolé. Le mouvement rigide de la pale est supposé périodique, les inconnues sont alors les coefficients de la décomposition en série de Fourier des angles de battement et de traînée. Soit n1 le nombre d'harmoniques de l'angle de battement et n le nombre d'harmoniques de l'angle de traînée ; il y a donc 2 nl+ 2 2 + 2 inconnues à calculer. Les moments au niveau des articulations de battement et de traînée sont décomposés en série de Fourier avec ni harmoniques pour le moment de battement et 112 harmoniques pour le moment de traînée. L'équilibre est obtenu lorsque les moments à l'articulation de battement et de traînée sont nuls, ce qui revient à annuler les coefficients de Fourier des moments aux articulations. Nous aboutissons alors à un système de 2 n+ 2 2 + 2 équations non-linéaires avec 2 ni+ 2 2 + 2 inconnues. La figure 1.4 montre l'organigramme utilisépour la résolution. Pour chaque azimut, les trois étapes principales sont: Définition des vitesses et accélérations en un point quelconque de la pale à partir du centre tête rotor. Calcul des charges aérodynamiques et inertielles sur la pale. Transfert de ces charges aux articulations. Si les moments obtenus aux articulations ne sont pas nuls, il faut réitérer le calcul précédent avec des nouvelles valeurs obtenues par une méthode de résolution choisie - par exemple méthode de la sécante -. Chapitre 1: Modélisation du rotor 32
MOUVEMENT DES PALES FORCES ET MOMENTS APPLIQUES (AERODYNAMIQUE, INERTIE, ADAPTATEUR DE TRAINEE) - Table des profils - Dynamique des pales MOMENT A L'ARTICULATION DE BATTEMENT =0 Figure 1.4: Organigramme du code de calcul en modélisation pale rigide Chapitre 1: Modélisation du rotor INITIALISATION DU MOUVEMENT DES PALES AVEC MODELE ANALYTIQUE * MOMENT A L'ARTICULATION DE TRAINEE NON OUI PERFORMANCES CHARGES MOYEU MOUVEMENT DES PALES 33
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.20 o 15 E a) -o Q. E 10 1 2 3 Freq
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Le cas linéaire montre que plus la
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11.3 LES SERIES FONCTIONNELLES DE V
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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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C\J 12- 10- 6 o' o ,,,. w2 ; ;.'t,.
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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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11.5 CONCLUSION Les méthodes d'ana
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-y A ce stade, nous avons pris en c
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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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Correction des X par a méthode de
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Ces modes ne décrivent en aucun ca
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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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111.3.4 ETUDE DUN CAS DE VOL Comme
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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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Le principal résultat que nous avo
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IV.2 MODELISATION BI-DIMENSIONNELLE
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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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G, fréquence de coupure et amortis
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K= Les efforts aérodynamiques peuv
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IV.3 ETUDE PARAMETRIQUE DU PHENOMEN
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IV.3.2 ETUDE DE LA BOUCLE DE REINJE
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AMb CD. 15 Q,. ID -ID_05 5 La diver
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modes devient plus difficile et les
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En conclusion, nous pouvons affirme
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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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FR1 HZ FR2 HZ FF3 HZ AFI 1 Ariz All
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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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I. CHOPRA, O. RAND & S. FLEDEL, 198
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U. LEISS, 1984,' A consistent mathe
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W. R. WALKER, 1989, Helicopter coup
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Nous obtenons immédiatement l'expr
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Il vient donc finalement: avec IA t
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Le premier type de terme est de la
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traînée couplé à la torsion. de
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Le terme Fb2 se calcule en intégra
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