FR2728538A1 - Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere - Google Patents
Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere Download PDFInfo
- Publication number
- FR2728538A1 FR2728538A1 FR9415591A FR9415591A FR2728538A1 FR 2728538 A1 FR2728538 A1 FR 2728538A1 FR 9415591 A FR9415591 A FR 9415591A FR 9415591 A FR9415591 A FR 9415591A FR 2728538 A1 FR2728538 A1 FR 2728538A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- fuselage
- connecting rods
- suspension device
- gearbox
- levers
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
- F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
- F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
- F16F15/04—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems using elastic means
- F16F15/06—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems using elastic means with metal springs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/001—Vibration damping devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
- F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
- F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/001—Vibration damping devices
- B64C2027/002—Vibration damping devices mounted between the rotor drive and the fuselage
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Acoustics & Sound (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
Le dispositif de suspension comprend, pour relier la base (5b) de la boîte de transmission au fuselage (6), deux bielles (14) parallèles, articulées (15) sur des supports (16) latéraux diamétralement opposés de la base (5b) et s'étendant d'un même côté de la boîte de transmission jusqu'à leur liaison (19) à des supports structuraux (20) du fuselage (6). Des liaisons élastiques (17) assurent la suspension au moins dans la direction perpendiculaire aux bielles (14). En variante, les bielles (14) sont reliées au fuselage (6) en s'articulant sur un barreau flexible transversal, éventuellement muni d'une masse battante centrale, ou sur des leviers transversaux articulés l'un sur l'autre par une articulation centrale et sur la structure. Application à la suspension mono ou bidirectionnelle, à point focal et éventuellement antirésonnante des rotors principaux d'hélicoptères.
Description
"DISPOSITIF DE SUSPENSION ANTI-VIBRATOIRE
DE ROTOR D'HELICOPTERE"
L'invention concerne un dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor, en particulier principal ou sustentateur, d'hélicoptère sur le fuselage de ce dernier, c'est-à-dlre un dispositif de suspension destiné à filtrer des vibrations entre le rotor et le fuselage.
DE ROTOR D'HELICOPTERE"
L'invention concerne un dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor, en particulier principal ou sustentateur, d'hélicoptère sur le fuselage de ce dernier, c'est-à-dlre un dispositif de suspension destiné à filtrer des vibrations entre le rotor et le fuselage.
En général, sur les hélicoptères, le ou chaque rotor principal est solidaire en rotation d'un arbre ou mât rotor supporte et entraîné en rotation autour de son ase, qui constitue l'axe de rotation du rotor, par une boîte de transmission dite principale, coaxiale au mât rotor autour de l'aie de rotation, et reliée par au moins un arbre de transmission à un groupe moto propulseur, supporté par la structure du fuselage de 1 'hélicoptère, en général sur une partie supérieure du fuselage appelée plancher mécanique, sur lequel est également monté l'ensemble constitué de la boite de transmission principale, du mât et du rotor.
En raison essentiellement des efforts alternés qui s'e ercent sur les composants du rotor pendant sa rotation, l'ensemble précité doit entre monté sur le fuselage par l'internédiaire d'un dispositif de suspension filtrant les vibrations transmises du rotor au fuselage, et en particulier les excitations longitudinales (par rapport à l'héli- coptère) et transversales ou latérales, qui sont les plus genantes.
Parmi les nombreux dispositifs connus de suspension anti-vibratoire de rotor d'hélicoptère, les dispositifs de suspension du type dit "d point focal" et ceux du type dit wantiresonnant ont fait l'objet de différentes propositions et réalisations.
Des dispositifs de suspension à point focal sont decrits notamment dans les brevets français FR 2 228 662 et
FR 2 232 481 et un tel dispositif comprend généralement
- un jeu d'au moins trois barres de suspension, rec tilignes et rigides, réparties autour de la boite de transmission considerée et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation, de sorte à converger au sommet de la boîte de transmission et sur l'axe de rotation, en un point dit "point focal", chaque barre étant reliée par une extrémité à la boite de transmission et articulée par son autre extrémité à un support structural du fuselage, et
- un dispositif de liaison de la base de la boite de transmission au fuselage, permettant le transfert au fuselage du couple de réaction au couple d'entraînement du rotor par la boite de transmission, ainsi que des deplacements de cette dernière par rapport au fuselage avec une souplesse dans au moins une direction perpendiculaire à l'axe de rotation pour filtrer des vibrations entre le rotor et le fuselage.
FR 2 232 481 et un tel dispositif comprend généralement
- un jeu d'au moins trois barres de suspension, rec tilignes et rigides, réparties autour de la boite de transmission considerée et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation, de sorte à converger au sommet de la boîte de transmission et sur l'axe de rotation, en un point dit "point focal", chaque barre étant reliée par une extrémité à la boite de transmission et articulée par son autre extrémité à un support structural du fuselage, et
- un dispositif de liaison de la base de la boite de transmission au fuselage, permettant le transfert au fuselage du couple de réaction au couple d'entraînement du rotor par la boite de transmission, ainsi que des deplacements de cette dernière par rapport au fuselage avec une souplesse dans au moins une direction perpendiculaire à l'axe de rotation pour filtrer des vibrations entre le rotor et le fuselage.
Dans un dispositif de suspension de ce type, 1'ensemble précité de la boite de transmission principale, du mât et du rotor est ainsi attaché à la structure du fuselage par le jeu des barres obliques convergentes au point focal, autour duquel cet ensemble suspendu peut osciller.
Les différents dispositifs de suspension à point focal connus, notamment par les brevets precités, se différencient les uns des autres par la réalisation du dispositif de liaison reliant la base ou le fond de la boîte de transmission à la structure du fuselage.
L'hélicoptère "Gazelle" de la société AEROSPATIALE
Société Nationale Industrielle, est équipé d'un dispositif de suspension anti-vibratoire de ce type dans lequel le dispositif de liaison de la base de la boite de transmission au fuselage comprend, d'une part, deux bielles identiques, sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans un méae plan perpendiculaire à l'axe de rotation, une extrémité de chaque bielle étant reliée à un support structural du fuselage tandis que son autre extrémité est articulée sur 1 'un respectivement de deux supports latéraux, dianétrale- ment opposés par rapport à l'axe de rotation, sur la base de la boite de transmission, et, d'autre part, au moins une liaison élastique comportant au moins un élément de rappel élastique dans au moins ladite direction perpendiculaire à l'axe de rotation et également perpendiculaire à la direction des bielles, l'élément de rappel élastique étant fixé entre un support structural du fuselage et un support latéral de la base de la boîte de transmission.
Société Nationale Industrielle, est équipé d'un dispositif de suspension anti-vibratoire de ce type dans lequel le dispositif de liaison de la base de la boite de transmission au fuselage comprend, d'une part, deux bielles identiques, sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans un méae plan perpendiculaire à l'axe de rotation, une extrémité de chaque bielle étant reliée à un support structural du fuselage tandis que son autre extrémité est articulée sur 1 'un respectivement de deux supports latéraux, dianétrale- ment opposés par rapport à l'axe de rotation, sur la base de la boite de transmission, et, d'autre part, au moins une liaison élastique comportant au moins un élément de rappel élastique dans au moins ladite direction perpendiculaire à l'axe de rotation et également perpendiculaire à la direction des bielles, l'élément de rappel élastique étant fixé entre un support structural du fuselage et un support latéral de la base de la boîte de transmission.
Ce dispositif présente des inconvénients, mentionnés ci-dessous, car, comme représenté sur la figure 2, les deux bielles 14A, travaillant en traction pour transmettre le couple de réaction (au couple d'entraînement du rotor) x base de la boîte de transmission 5A à la structure du fuselage 6A, sont disposées de part et d'autre du plan radial passant par l'axe de rotation A-A, au centre de la boîte de transmission 5A, et par les centres des articulations 15A des bielles 14A sur les supports latéraux 16A diamétralement opposés sur la base de la boîte de transmis- sion 5A, et le dispositif de liaison de cette base à la structure du fuselage 6A comprend une paire de liaisons élastiques 13A diamétralement opposées par rapport à l'axe
A-A et comprenant chacune un élément 17A de rappel élastique de la boîte 5A dans la direction perpendiculaire à l'axe A-A et à la direction des bielles 14A, chaque élément 17A étant un plot en élastomère fixé d'une part sur l'un respectivement de deux supports latéraux 18A diamétralement opposés sur la base de la boîte de transmission 5A, et, d'autre part, sur l'un respectivement des deux supports structuraux 20A d'attache au fuselage 6A sur lesquels s'articulent en 19A les bielles 14A.
A-A et comprenant chacune un élément 17A de rappel élastique de la boîte 5A dans la direction perpendiculaire à l'axe A-A et à la direction des bielles 14A, chaque élément 17A étant un plot en élastomère fixé d'une part sur l'un respectivement de deux supports latéraux 18A diamétralement opposés sur la base de la boîte de transmission 5A, et, d'autre part, sur l'un respectivement des deux supports structuraux 20A d'attache au fuselage 6A sur lesquels s'articulent en 19A les bielles 14A.
Ces dernières étant disposées transversalement par rapport à l'hélicoptère, la suspension est monodirectionnelle et longitudinale, dans la mesure où les plots d'élas tomère 17A sont élastiquement déformes en traction-compression pour filtrer les excitations longitudinales de la boîte de transmission SA.
Une telle réalisation a pour inconvénient de ne pas assurer de suspension bidirectionnelle, et donc de ne pas filtrer les excitations transversales, et son architecture ne se prête pas de manière simple, fiable et économique à une adaptation assurant une suspension bidirectionnelle.
Par ailleurs, les dispositifs de suspension antivibratoire du type antirésonnant, dont des réalisations sont décrites dans les brevets français FR 2 474 996 et
FR 2 499 505, ont un dispositif de liaison de la base de la boîte de transmission à la structure du fuselage qui comprend une platine fixée à des points d'attache sur la structure du fuselage ainsi qu'au fond de la boite de transmission, et des masses battantes aux extrémités libres de leviers flexibles solidaires de bras radiaux reliés directement ou indirectement à la platine et/ou à la boite de transmission ainsi qu'aux points d'attaches de la platine sur la structure du fuselage, afin de réduire considérablement les réactions alternées au niveau de ces attaches, et ainsi de filtrer les vibrations correspondantes.
FR 2 499 505, ont un dispositif de liaison de la base de la boîte de transmission à la structure du fuselage qui comprend une platine fixée à des points d'attache sur la structure du fuselage ainsi qu'au fond de la boite de transmission, et des masses battantes aux extrémités libres de leviers flexibles solidaires de bras radiaux reliés directement ou indirectement à la platine et/ou à la boite de transmission ainsi qu'aux points d'attaches de la platine sur la structure du fuselage, afin de réduire considérablement les réactions alternées au niveau de ces attaches, et ainsi de filtrer les vibrations correspondantes.
Le but de l'invention est de proposer un dispositif de suspension anti-vibratoire du type à point focal, susceptible d'être aisément aménagé en suspension mono ou bidirectionnelle, et dans lequel le principe de la suspension à point focal peut être utilisé seul ou en combinaison avec le principe de la suspension antirésonnante, sans que le dispositif présente la complexité de la structure des dispositifs connus de type antirésonnant.
A cet effet, l'invention propose un dispositif de suspension anti-vibratoire à point focal du type précité, qui se caractérise en ce que les bielles sont d'un re e côte du plan radial passant par l'aie de rotation et par les centres des articulations des bielles sur la boîte de transmission, de sorte que l'une des bielles est sollicitée en traction et l'autre en compression pour le transfert au fuselage dudit couple de réaction. Ainsi, en disposant les bielles longitudinalement sur l'hélicoptère, et avantageuse ment vers l'arrière de la boite de transmission, selon une implantation très favorable sur le plancher mécanique du fuselage de l'hélicoptère, on obtient une suspension transversale, filtrant les excitations latérales, les plus gênantes pour les occupants de l'hélicoptère.
Dans ce dispositif de suspension monodirectionnel, les extrémités des bielles reliées à des supports structuraux du fuselage sont directement articulées sur ces supports, de préférence par des articulations à rotule.
A partir du dispositif de suspension selon l'invention tel que présenté ci-dessus, on peut obtenir une suspension bidirectionnelle en articulant les extrémités des bielles du côté opposé à la boîte de transmission non pas directement sur les supports structuraux du fuselage mais sur un barreau flexible, sur lequel chaque bielle est articulée au voisinage de l'une respectivement nt de deux articulations par lesquelles ce barreau, sensiblement perpendiculaire aux bielles, est articulé sur ces s supports structuraux.
Dans ce cas, l'élasticité longitudinale, ou dans la direction des bielles, du dispositif de suspension est assurée par les déformations du barreau flexible sous les efforts longitudinaux, tandis que sous les efforts de couple, la déformation en S du barreau flexible diminue fortement les déplacements de la boîte de transmission, dont le carter est sollicité par le couple de réaction au couple d'entraînement en rotation du rotor. La suspension latérale, ou dans la direction perpendiculaire à celle des bielles, est toujours assurée par la ou les liaisons élastiques du dispositif de liaison de la base ou du fond du carter de la boîte de transmission à la structure du fuselage, ces liaisons élastiques pouvant, de manière connue, comprendre des plots en élastomère.
En particulier, si le dispositif de liaison comme prend, comme déjà connu, une paire de liaisons élastiques diamétralement opposées par rapport à l'axe de rotation et comportant chacune au moins un elément de rappel élastique dans la direction perpendiculaire à celle des bielles, il est avantageux que, selon l'invention, chaque liaison élastique soit fixée sur l'un respectivement des supports latéraux de la boîte de transmission sur lequel s'articule l'une respectivement des deux bielles.
Dans les réalisations à barreau flexible, afin d'obtenir l'élasticité recherchée avec une meilleure résistance du barreau en flexion, il est avantageux que les articulations des bielles sur ce barreau flexible soient disposées entre les articulations du barreau flexible sur les supports structuraux du fuselage.
Un dispositif de suspension bidirectionnelle à barreau flexible selon 1'invention peut également être adapté en dispositif de suspension mixte, du type à point focal en direction perpendiculaire aux bielles et du type antirésonnant dans la direction des bielles, si le barreau flexible porte une masse battante localisée en son milieu.
Cette réalisation permet de réduire les réactions alternées aux attaches du barreau sur la structure et simultanément d'augmenter la rigidité du barreau pour accroître sa résistance sous les efforts du couple.
Toutefois, si le dimensionnement du barreau n'est pas possible, compte tenu des encombrements disponibles, le barreau, rendu rigide et résistant, est coupé en son milieu pour former deux leviers, et les extrémités des bielles reliées à des supports structuraux du fuselage sont chacune articulee sur 1 'un respectivement des deux leviers rigides, alignés dans le prolongement l'un de l'autre et sensiblement perpendiculaires aux bielles, et chacun articulé sur 1 'un respectivement des supports structuraux du fuselage, au voisinage de l'articulation dudit levier sur la bielle correspondante, les deux leviers étant par ailleurs articulés l'un sur l'autre à leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale, entre les bielles.
Dans ce cas, une masse concentrée peut être fixée au niveau de l'articulation centrale des deux leviers, et l'élasticité dans la direction des bielles est complètement dissociée des deux leviers et peut être assurée par une seconde paire de liaisons élastiques du dispositif de liaison. Chaque liaison élastique de cette seconde paire comprend au moins un élément de rappel élastique dans la direction des bielles, et est fixée sur l'un respeetiveaerit de deux supports structuraux du fuselage, disposés sensiblement dans le plan radial passant par l'ase de rotation et parallèle aux bielles.Chacune de ces liaisons élastiques est également fixée à l'un respectivement de deux supports qui peuvent être disposés soit de part et d'autre de la masse et de l'articulation centrale des leviers, soit latéralement dans des positions diamétralement opposées sur la base de la boîte de transmission.
Dans une variante de réalisation, dissociant également le problème de résistance du barreau subdivisé en deux leviers du problème de son élasticité dans la direction des bielles, la masse concentrée de la réalisation précédente est répartie sur les deux leviers, de sorte que chacun d'eus présente une nasse augmente dans sa partie voisine de l'articulation centrale.
Le dispositif selon l'invention peut également être aménagé en dispositif à suspension latérale à point focal (ou encore dispositif à suspension monodirectionnelle transversale à point focal), c'est-à-dire perpendiculairement à la direction des bielles, et en dispositif à suspension activée longitudinalement, c'est-à-dire dans la direction des bielles. A cet effet, les deux leviers rigides, sans masse localisée sur leur articulation centrale ou répartie dans leur partie adjacente à cette dernière, sont sollicités, au niveau de leur articulation centrale, par au moins un actionneur tendant à déplacer l'articulation centrale dans la direction des bielles, et pouvant fonctionner comme un dispositif de recentrage, tendant à maintenir les deux leviers alignés.Cet actionneur peut être un vérin rectiligne, monté entre l'articulation centrale des deux leviers et un point d'attache structural du fuselage, le vérin étant alors aligné sur l'axe diamétral parallèle aux bielles, et, dans une forme avantageuse de réalisation, ce vérin est hydraulique et commandé par une servo-valve, qui est pilotée par des ordres électriques élaborés en amplitude et en phase notamment à partir de signaux provenant, par exemple, de capteurs de contraintes dans les bielles et/ou de capteurs de niveaux vibratoires dans la cabine de 1 'hélicoptère.
Dans les différentes réalisations à leviers rigides, comme la résistance de ces derniers ne pose plus de problème me, il est possible de diminuer l'enccebrement du dispositif en disposant les articulations des leviers rigides sur les supports structuraux correspondants entre les articulations des bielles sur les leviers.
En outre, l'articulation centrale des deux leviers l'un sur l'autre doit pouvoir absorber leur élongation virtuelle, faible en pratique, lorsque les leviers ne sont plus alignés. A cet effet, l'articulation centrale comprend avantageusement des moyens de coepensation des dFsaligne- ments des deux leviers, tel qu'au moins un élément déformable en élastomère monté entre deux parties articulées l'une sur l'autre des deux leviers.
Dans les réalisations comportant des liaisons élastiques assurant, pour certaines, l'élasticité longitudinale, et pour d'autres, l'élasticité transversale, il est possible, en variante, d'intégrer ces différentes liaisons élastiques en une unique liaison élastique comportant au moins un élément de rappel élastique selon la direction des bielles et selon la direction perpendiculaire à celle des bielles, cet élément de rappel étant fixé sur un support structural du fuselage sensiblement disposé dans le plan radial parallèle aux bielles.Cette liaison élastique, qui procure les élasticités longitudinale et latérale dans le dispositif de liaison de la base de la boîte de transmission à la structure du fuselage, peut être positionnée aussi bien entre les bielles que de l'autre côté, par rapport à l'aie de rotation passant par le centre de la boîte de transmission. En outre, une telle unique liaison élastique peut également être utilisée à la place des liaisons élastiques assurant uniquement l'élasticité latérale, dans les variantes les plus simples du dispositif de l'invention.
Selon une structure avantageusement simple, cette unique liaison élastique peut comprendre deux plots en élastomère, travaillant en cisaillement, et fixés de part et d'autre d'un support commun en saillie latérale sur la base de la bolte de transmission, et chacun en sandwich entre ce support commun et 1 'une respectivement de deux armatures rigidement liées à une ferrure d'attache sur le fuselage, cette unique liaison élastique pouvant de plus comprendre au moins une butée limitant la déformation des plots, comme cela peut également être le cas au niveau de chaque liaison élastique, lorsque le dispositif de liaison en comporte plusieurs.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention découleront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels
- la figure 1 est une vue schématique en élévation latérale et partielle d'un dispositif de suspension antivibratoire à point focal,
- la figure 2 est une vue schématique en élévation verticale, limitée au dispositif de liaison au fuselage du fond de la boîte de transmission d'un dispositif de suspension selon la figure 1 équipant 1 'hélicoptère wGszelle", et correspondant à l'état de la technique,
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 2 pour un dispositif de suspension à point focal monodirec- tionnelle et transversale selon l'invention,
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 3 pour un dispositif de suspension à point focal et bidirec tionnelle, les figures 4a et 4b montrant les déformations sous charge d'un organe assurant l'élasticité longitudinale,
- la figure 5 est une vue analogue à la figure 4 pour un dispositif de suspension mirte, à point focal latéralement et antirésonnante longitudinalement,
- la figure 6 est une vue analogue à la figure 5 pour une variante du même type de dispositif,
- la figure 7 est une vue analogue à la figure 6 pour une autre variante du mêae type de dispositif,
- la figure 8 est une coupe selon VIlI-VIlI de la figure 7,
- la figure 9 est une coupe selon IX-IX de la figure 7,
- la figure 10 est une vue de côté selon la fleche
X de la figure 7, et
- la figure 11 est une vue analogue à la figure 7 pour un exemple de dispositif de suspension à point focal latéralement et activé longitudinalement.
- la figure 1 est une vue schématique en élévation latérale et partielle d'un dispositif de suspension antivibratoire à point focal,
- la figure 2 est une vue schématique en élévation verticale, limitée au dispositif de liaison au fuselage du fond de la boîte de transmission d'un dispositif de suspension selon la figure 1 équipant 1 'hélicoptère wGszelle", et correspondant à l'état de la technique,
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 2 pour un dispositif de suspension à point focal monodirec- tionnelle et transversale selon l'invention,
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 3 pour un dispositif de suspension à point focal et bidirec tionnelle, les figures 4a et 4b montrant les déformations sous charge d'un organe assurant l'élasticité longitudinale,
- la figure 5 est une vue analogue à la figure 4 pour un dispositif de suspension mirte, à point focal latéralement et antirésonnante longitudinalement,
- la figure 6 est une vue analogue à la figure 5 pour une variante du même type de dispositif,
- la figure 7 est une vue analogue à la figure 6 pour une autre variante du mêae type de dispositif,
- la figure 8 est une coupe selon VIlI-VIlI de la figure 7,
- la figure 9 est une coupe selon IX-IX de la figure 7,
- la figure 10 est une vue de côté selon la fleche
X de la figure 7, et
- la figure 11 est une vue analogue à la figure 7 pour un exemple de dispositif de suspension à point focal latéralement et activé longitudinalement.
La figure 1 représente en partie un rotor 1 principal d'hélicoptère, dont les pales 2 sont reliées à un moyeu 3 solidaire en rotation de l'extrémité supérieure d'un rst rotor 4, qui est supporté par sa base dans une boîte de transmission principale 5 reliée, de manière non representée, par un arbre de transmission au groupe moto-propulseur de 1 'hélicoptère. La boîte de transmission principale 5 est coaxiale au mât rotor 4 autour de son aie A-A, et l'entraîne en rotation autour de cet axe, qui est l'aie de rotation du rotor.Cette boîte de transmission principale 5 est suspendue sur le plancher mécanique 6, à la partie supérieure du fuselage de 1 'hélicoptère, par un dispositif de suspension anti-vibratoire qui comprend un jeu de quatre barres de suspension 7. Les quatre barres 7 rectilignes et rigides, sont réparties autour de la boîte 5 et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation A-A, de sorte à converger au sommet de la boite 5 et sur l'aie de rotation A-A. Ces barres 7 sont ainsi disposées comme les quatre arêtes obliques d'un tronc de pyramide à base carrée, par exemple, et qui relient la grande à la petite base.Chaque barre 7 est reliée à la partie supérieure tronconique 5a du carter de la boîte 5 par son extrémité supérieure liée par une articulation à rotule 8 sur une patte d'ancrage 9 en saillie latérale sur la partie supérieure 5a de la boîte 5, et chaque barre 7 est reliée par son extrémité inférieure au plancher mécanique 6 du fuselage par une articulation à rotule 10 la reliant à un support structural 11 du fuselage, par exemple une ferrure d'attache structurale.
Ainsi, 1 'ensemble constitué du rotor 1, du lât 4 et de la boîte de transmission principale 5 est attaché à la structure 6 par le jeu des barres obliques 7, dont les aies convergent en un point focal F, autour duquel 1'ensemble suspendu peut osciller.
Le dispositif de suspension anti-vibratoire à point focal comprend également un dispositif de liaison 12, reliant le fond ou la base 5b, de fora générale cylindrique, de la boîte 5 au fuselage 6. Ce dispositif de liaison 12 comprend une ou plusieurs liaisons élastiques, schémati sées en 13, autorisant les déplaceeents de la base 5b de la boite 5 avec rappel élastique pour filtrer les vibrations engendrées par la rotation du rotor 1, ainsi qu'un jeu de deux bielles 14, représenté sur la figure 3, pour transférer au fuselage 6 le couple de réaction au couple d'entrainement en rotation du rotor 1 et du mât 4 par la boîte de transris- sion principale 5.
Les deux bielles 14 sont identiques, parallèles et s'étendent dans un même plan perpendiculaire à l'aie de rotation A-A. Les bielles 14 sont disposées longitudinaleent par rapport à l'hélicoptère et chacune d'elles a son extrémité avant reliée par une articulation à rotule 15 sur 1 'un de deux supports 16 diamétralement opposés et en saillie latérale sur la base 5b de la boîte 5, les articulations à rotule 15 étant centrées dans le plan radial transversal, passant par l'axe central A-A de la boite 5 et perpendiculaire à l'axe longitudinal X-X de l'hélicoptère.
A son extrémité arrière, chaque bielle 14 est reliée par une articulation à rotule 19 à l'une respectivement de deux ferrures d'attache 20 constituant des supports structuraux du plancher mécanique 6 du fuselage. Le couple de reaction est ainsi transmis de la base 5b du carter de la boite 5 à la structure du fuselage 6 par les bielles parallèles 14, dont l'une travaille en traction et l'autre en compression, du fait qu'elles sont toutes deux disposées d'un ne côte, vers l'arrière, du plan radial diamétral passant par les centres des articulations 15 sur les supports latéraux 16 de la boite 5.
Perpendiculairement aux bielles 14 longitudinales, la suspension latérale, c'est-à-dire le filtrage des excitations transversales, est assurée par deux plots d'élastomère 17, constituant chacun l'une des deux liaisons élastiques transversales du dispositif de liaison 12, chaque plot 17 étant fixé, par une extrémité, contre l'un respectivement des deux supports latéraux 16 de la base 5b de la boîte 5 et, par son autre extrémité, contre l'un respectivement de deux supports structuraux 18, diamétralement opposés par rapport à 1'axe de rotation A-A, sur le plancher mécanique 6 du fuselage.Ces plots 17 assurent ainsi la liaison élastique du fond de la boîte 5 à la structure 6 dans la direction perpendiculaire à celle des bielles 14, en travaillant en traction-compression. Ces plots 17 sont élastiquement déformables et, de manière connue, leur rappel élastique tend à ramener la boîte 5 dans sa position neutre initiale, en filtrant ainsi les excitations transversales.
Le dispositif de suspension bidirectionnelle à point focal de la figure 4 comprend de nombreux organes analogues à ceux de l'exemple de la figure 3, et repérés par les mêmes références, et il ne se distingue de l'exemple précédent que par les différences suivantes : au lieu d ' être articulee directement sur un support structural 20 du fuselage 6, l'extrémité arrière de chaque bielle 14 est reliée par l'articulation à rotule 19 à un barreau flexible 21, perpendiculaire aux bielles 14, et lui-même relié par chacune de ses deux extrémités par une articulation 22 à rotule sur une ferrure d'attache 23 constituant un support structural du fuselage 6.Le barreau flexible 21 peut être métallique ou en matériau composite, et chaque bielle 14 est articulée en 19 à proximité de 1 'une respectiverent des articulations 22 du barreau 21 sur le fuselage 6, les articulations 19 étant disposées entre les articulations 22, de façon à obtenir une bonne élasticité longitudinale, c 'est-à-dire selon l'axe longitudinal X-X de l'helicoptere, du barreau 21 en meme temps qu'une bonne résistance de ce barreau en flexion.La figure 4a montre la déformation en S du barreau 21 sous les efforts de couple transmis par la base 5b de la boîte de transmission aux bielles 14 dont la bielle supérieure sur la figure 4 est sollicitée en compres- sion et la bielle inférieure en traction, comme indiqué par les fleches sur la figure 4a.
La figure 4b montre la déformation du barreau flexible 21 sous effort longitudinal sollicitant la boîte de transmission principale 5 et déplaçant sa base 5b vers l'arrière, en chargeant les deux bielles 14 en compression.
L'élasticité longitudinale, mise en évidence par la figure 4b, est assurée par la déformation élastique du barreau flexible 21, et l'on note que les déformations en S du barreau 21 minimisent fortement les déplacements de la boîte de transmission principale 5 chargée en couple.
Dans cet exemple également, la suspension latérale est assurée par les plots en élastomère 17 formant les liaisons élastiques entre la base 5b de la boîte de transmission et la structure du fuselage 6.
Le dispositif de suspension mixte, à suspension latérale à point focal et à suspension longitudinale antirésonnante, de la figure 5 ne se distingue de l'exemple de la figure 4 que par la fixation d'une masse localisee 24 sur le milieu du barreau flexible 21, de sorte que les mêmes références que précédemment désignent les éléments analogues. La masse 24 se comporte comme une masse battante des dispositifs de suspension antirésonnante tels que decrits dans les brevets précités, et permet de réduire considérablement les réactions alternées produites par les déformations du barreau flexible 21, portant la masse 24, au niveau des ferrures d'attache 23 sur la structure du fuselage 6, tout en offrant la possibilité d'augmenter la rigidité du barreau 21, et donc sa résistance sous les efforts de couple sollicitant la boîte de transmission principale 5.
Comme le plancher mécanique 6 d'un hélicoptère est en général très encombré, s'il n'est pas possible de dimensionner le barreau 21 compte tenu des encombrements disponibles pour son positionnement et ses déformations, on peut adopter la variante de la figure 6. Dans cette variante, le barreau 21 des figures 4 et 5 est remplacé par deur leviers 25, rigides et résistants, qui sont alignés bout à bout perpendiculairement aux bielles 14, et reliés l'un à l'autre au niveau de leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale 26, sur laquelle est fixée une masse concentrée 27, correspondant à la masse 24 de la figure 5.
A son extrémité opposée à l'articulation 26, chaque levier 25 est relié par une articulation à rotule 22 sur l'une respectivement des deux ferrures 23 d'attache structurale de liaison au fuselage 6. Comme dans l'exemple précédent, chacune des bielles 14 est reliée à son extrémité arrière par une articulation à rotule 19 sur l'un respectivement des deux leviers rigides 25, au voisinage de l'articulation 22 de ce dernier sur la ferrure d'attache 23 correspondante.
Cette variante permet de dissocier le problème de résistance du barreau transversal, résolu par le choix de deux leviers rigides 25, du problème de l'élasticité longitudinale du dispositif, laquelle est dissociée des leviers 25 et assurée par deux autres plots en élastomère 28, centrés sur l'aie longitudinal X-X de l'hélicoptère, et donc dans le plan radial et diamétral parallèle aux bielles 14, chacun de ces plots 28 constituant une liaison élastique à rappel élastique longitudinal dans le dispositif de liaison entre le fond de la boîte de transmission principale 5 et la structure du fuselage 6.Pour cela, chaque plot 28 est fixé entre l'un respectivement de deux supports structuraux 29 du fuselage 6, disposés de part et d'autre de la base 5b de la boîte de transmission 5, et l'un respectivement de deux supports latéraux 30 diamétralement opposés sur cette base 5b de la boîte 5, ces supports latéraux 30 pouvant être des parties diamétralement opposées de la face externe du carter de boîte de transmission. Ces plots 28 sont sollicites en traction-compression et se déforment élastiquement pour assurer la suspension longitudinale.Ils pourraient être, selon une autre variante, disposés de part et d'autre de la masse centrale 27, en etant fixés chacun entre cette dernière et l'un de deux supports structuraux du fuselage, de sorte que ces deux liaisons élastiques longitudinales restent centrées sur 1 'aie longitudinal X-x. On comprend que, compte tenu de la grande rigidité des deux leviers 25, les mouvements de la boîte de transmission 5 chargée en couple sont pratiquement nuls. Colme dans les exemples précédents, la suspension latérale est assurée par les deux plots en élastomère 17 constituant des liaisons élastiques transversales.
La figure 7 représente une variante du dispositif de la figure 6, dans laquelle la masse 27 concentrée sur l'articulation centrale de la figure 6 est repartie dans les parties 32 des deux leviers rigides 31 par lesquelles ces derniers sont articulés l'un sur l'autre par l'articulation centrale 33. Chacun des leviers rigides 31 est, à cet effet, élargi et épaissi dans sa partie d'extrémité 32, au voisinage de l'articulation centrale 33.La résistance des leviers 31 étant ainsi assurée, il est possible de diminuer l'encombrement du dispositif en reliant les extrémités arrière des bielles 14 par les articulations 19 aux extrémi- tés des leviers 31, du côté opposé à l'articulation centrale 33, les articulations 22 des leviers 31 sur les ferrures d'attache structurale 23 étant alors disposées entre les deux articulations 19, et chacune à proximité de l'articulation 19 de la bielle 14 correspondante.
De plus, les deux liaisons élastiques latérales formées par les plots 17 et les deux liaisons élastiques longitudinales formées par les plots en élastomère 28 de la figure 6 sont intégrées, dans la variante de la figure 7, en une unique liaison élastique 34 reliant la base 5b de la boîte de transmission principale au fuselage 6.
Cette unique liaison élastique 34 est représentée en coupe sur la figure 8. Elle est montée centrée sur l'aie longitudinal X-X, dans le plan diamétral parallèle aux bielles 14, et entre ces dernières. Elle est fixée à un support latéral 35 en saillie vers l'extérieur sur la base 5b de la boîte de transmission principale, et constitue par exemple par une extension de la bride inférieure 36 de la boîte de transmission principale.Cette liaison élastique 34 comprend deux plots en élastomère cylindriques 37 adhérisés par une base plane l'un sur la face supérieure et l'autre sur la face inférieure du support 35, et par leurs bases planes opposées le premier sur une armature en "U" 38 et le second sur une armature plane 39, qui sont fixées, par exemple par boulonnage, 1' une sur 1' autre et toutes les dieux sur une attache structurale sur la structure du fuselage 6.
Chacun des deux plots 37 se déforme élastiquement et assure un rappel élastique aussi bien latéral que longitudinal, en travaillant en cisaillement, du fait de son montage en sandwich entre le support 35 de la boîte de transmission et 1 'étrier fixé à la structure du fuselage 6 et constitué des armatures 38 et 39. Une butée limitant les déformations de la liaison élastique 35 peut être prévue sous la forme d'un boulon 40 centré dans le plan radial passant par l'axe longitudinal X-X et fixé aux armatures 38 et 39 qu'il traverse, en traversant également les plots 37 ainsi que le support latéral 35, avec un jeu radial suffisant pour limiter la course de déformation de la liaison élastique 34.
L'élasticité de cette liaison 34 est la même dans le sens longitudinal et dans le sens latéral. Elle est détermi- née par le choix des plots d'élastomère 37 pour convenir à la suspension latérale, et la masse 32 des leviers 31 ainsi que les bras de levier sur ces derniers pour l'action des bielles 14 et celle des masses 32 sont adaptes pour que l'élasticité de la liaison 34 convienne également à la suspension longitudinale du dispositif.
Dans les exemples des figures 6 et 7, on comprend que les leviers 25 et 31 s'allongent fictivement lorsqu'ils ne sont plus alignés. Cet allongement fictif, très faible, doit être compensé et absorbé par 1'articulation centrale 26 ou 33. Les figures 9 et 10 représentent schématiquement deux exemples d'articulation centrale utilisables à cet effet.
Sur la figure 9, l'articulation centrale 33 de la figure 7 est constituée par une chape à deux branches parallèles 32a formées à l'extrémité de la partie 32 élargie et épaissie du levier 31 au-dessus de l'axe longitudinal X-X sur la figure 7, et entre lesquelles est engagée une patte 32b à l'extré- mité de la partie épaissie et élargie 32 du levier 31 endessous de l'axe X-x sur la figure 7. La patte 32b est retenue dans la chape des branches 32a par un boulon 41, formant axe de pivot, avec interposition d'un organe tubulaire 42 en élastomère, élastiquement déformable, entre le boulon 41 et la patte 32b, et formant silentbloc.
Dans la variante d'articulation centrale de la figure 10, on retrouve que la patte 32b de l'un des leviers est engagée entre les branches 32a de la chape de l'autre levier 31, mais avec interposition, entre la patte 32b et chacune des branches 32a, de l'un respectivement de deux plots en élastomère 43, fixé entre les faces en regard et cisaillé en cas de désalignement des leviers 31. Ces plots 43, à la différence des plots d'élastomère considérés précédemment, sont des plots lamifiés, c'est-à-dire constitués d'un empilement alterné de plaques rigides et de couches d'élastomère.
La figure 11 représente un exemple de dispositif de suspension mixte, à suspension latérale à point focal et à suspension longitudinale activée. Ce dispositif se distingue de celui de la figure 7 en ce que les deux leviers rigides 44 ne présentent pas de masse augmentée sur leur partie adjacente à l'articulation centrale 45, laquelle ne supporte pas de masse localisée, mais est articulée sur l'extrémité libre de la tige 46 d'un vérin hydraulique 47 dont le cylindre 48 est articulé par son fond en 49 sur une ferrure d'attache 50 structurale du fuselage 6. Les articulations 45 et 49 sont centrees sur l'axe longitudinal X-X, parallèle aux bielles 14 dans le plan perpendiculaire à 1' aie A-A et contenant les bielles 14 et les leviers 44.L'actionneur linéaire que constitue ce vérin hydraulique 47 constitue un organe de recentrage déplaçant longitudinalement 1 'articula- tion centrale 45 des leviers 44, de sorte que la suspension longitudinale du dispositif est active. Le vérin hydraulique 47 est, à cet effet, commande par une servo-valve (non representée) pilotée par des ordres électriques, en nombre au moins égal au nombre des pales du rotor par tour de rotation de ce dernier, ces ordres électriques étant fournis par un calculateur les élaborant en amplitude et en phase à partir de signaux témoignant, par exemple, des contraintes alternées dans les bielles 14 et délivrés par des capteurs de contraintes sur ces bielles 14, et/ou à partir du niveau vibratoire mesuré dans la cabine de l'hélicoptère, par des capteurs de vibrations, disposés par exemple sous le siège du pilote.
En variante, l'actionneur linéaire 47 peut être combiné à (ou remplacé par) un ressort, dont les effets s'ajoutent (ou se substituent) à ceux de l'unique liaison élastique 34, identique à celle de 1 'exemple précédent, pour ce qui concerne l'élasticité longitudinale. Pour le reste, ce dispositif est identique à celui de la figure 7 en ce qui concerne le montage des bielles 14 sur les leviers 44 et l'articulation de ces derniers sur le fuselage 6.
A ce propos, il est à noter que les ferrures d'attache 23 des leviers 25, 31 ou 44 des figures 6, 7 ou 11, ou du barreau 21 des figures 4 et 5, ou encore les ferrures d'attache 20 des bielles 14 de la figure 3 sur la structure du fuselage 6 peuvent être intégrées aux ferrures d'attache 11 des barres obliques 7 sur la structure du fuselage 6 (voir figure 1), pour les deux barres 7 vers l'arrière de la boite de transmission principale 5.
Il est également à noter que 1 'unique liaison élastique 34 à deux plots d'élastomère 37 des figures 7 et 11 peut également être disposée l'avant de la boîte de transmission principale 5, et une telle liaison élastique 34 peut également être utilisée dans les dispositifs des figures 3 à 6.
Claims (18)
1. Dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor (1) d'hélicoptère sur le fuselage (6) de l'hélicoptè- re, sur lequel le rotor (1) est solidaire en rotation d'un mât (4) supporté et entraîné en rotation autour de son aie (A-A) par une boîte de transmission (5) coaxiale, le dispositif de suspension comprenant
- un jeu d'au moins trois barres (7) de suspension, rectilignes et rigides, réparties autour de la boite de transmission (5) et disposées en oblique par rapport à l'aie de rotation (A-A), de sorte à converger au soumet de la boite de transmission (5) et sur l'aie de rotation (A-A), chaque barre (7) étant reliée par une extrémité (8) à la boîte de transmission (5) et articulée (20) par son autre extrémité à un support structural (11) du fuselage (6), et
- un dispositif (12) de liaison de la base (5b) de la boite de transmission (5) au fuselage (6), permettant le transfert au fuselage (6) du couple de réaction au couple d'entraînement du rotor (1) par la boîte de transmission (5) ainsi que des déplacements de la boîte de transmission (5) par rapport au fuselage (6) avec une souplesse dans au moins une direction perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) pour filtrer des vibrations entre le rotor (1) et le fuselage (6), et comprenant, d'une part, deux bielles (14) identiques, sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'aie de rotation (A-A), une extrémité de chaque bielle (14) étant reliée à un support structural (20) du fuselage (6) tandis que son autre extrémité est articulée (15) sur l'un respectivement de deux supports latéraux (16), diamétralement opposés par rapport à l'aie de rotation (A-A), sur la base (5b) de la boîte de transmission (5) et, d'autre part, au moins une liaison élastique (13, 34) comportant au moins un élément de rappel élastique (17, 37) dans au moins ladite direction perpendi culaire à l'axe de rotation (A-A) et également perpendiculaire aux bielles (14), et fixé entre un support structural (18, 38-39) du fuselage (6) et un support latéral (16, 35) de la base (5b) de la boîte de transmission (5), caractérisé en ce que les bielles (14) sont d'un même côté du plan radial passant par l'axe de rotation (A-A) et par les centres des articulations (15) des bielles (14) sur la boîte de transmission (5), de sorte que l'une des bielles est sollicitée en traction et l'autre en compression pour le transfert au fuselage (6) dudit couple de réaction.
2. Dispositif de suspension selon la revendication 1, caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (20) du fuselage (6) sont directement articulées (19) sur lesdits supports structuraux (20).
3. Dispositif de suspension selon la revendication 1, caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (23) du fuselage (6) sont articulées (19) sur un barreau flexible (21), chacune au voisinage de l'une respectivement de deux articulations (22) par lesquelles le barreau (21), sensiblement perpendiculaire aux bielles (14), est articulé sur lesdits supports structuraux (23).
4. Dispositif de suspension selon la revendication 3, caractérisé en ce que le barreau flexible (21) porte une masse battante (24) localisée en son milieu.
5. Dispositif de suspension selon la revendication 1, caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (23) du fuselage (6) sont chacune articulée (19) sur l'un respectivement de deux leviers rigides (25), alignés dans le prolongement l'un de 1' autre et sensiblement perpendiculaires aux bielles (14), et chacun articulé (22) sur l'un respectivement des supports structuraux (23) du fuselage (6), au voisinage de 1' articu- lation (19) dudit levier (25) sur la bielle (14) correspondante, les deux leviers (25) étant par ailleurs articulés l'un sur l'autre à leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale (26), entre les bielles (14).
6. Dispositif de suspension selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'une masse concentrée (27) est fixée au niveau de l'articulation centrale (26) des deux leviers (25).
7. Dispositif de suspension selon la revendication 5, caractérisé en ce que chacun des deux leviers rigides (31) présente une masse augmentée dans sa partie (32) voisine de l'articulation centrale (33).
8. Dispositif de suspension selon la revendication 5, caractérisé en ce que les deux leviers rigides (44) sont sollicités, au niveau de leur articulation centrale (45), par au moins un actionneur (47) tendant à déplacer 1 'articu- lation centrale (45) dans la direction des bielles (14).
9. Dispositif de suspension selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'actionneur est un vérin rectiligne (47) monté entre l'articulation centrale (45) des deux leviers (44) et un point d'attache structural (50) du fuselage (6).
10. Dispositif de suspension selon la revendication 9, caractérisé en ce que le vérin (47) est hydraulique et commandé par une servo-valve, pilotée par des ordres électriques.
11. Dispositif de suspension selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que les articulations (19) des bielles (14) sur le barreau flexible (21) sont disposées entre les articulations (22) du barreau flexible (21) sur les supports structuraux (23) du fuselage (6).
12. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 5 à 10, caractérisé en ce que les articulations (22) des leviers rigides (31, 44) sur les supports structuraux (23) correspondants du fuselage (6) sont disposées entre les articulations (19) des bielles (14) sur les leviers (31, 44).
13. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 5 à 10 et 12, caractérisé en ce que l'articulation centrale (33) comprend des moyens (42, 43) de compensation des désalignements des deux leviers (31), tel qu'au moins un élément déformable en élastomère monté entre deux parties (32a, 32b) articulées l'une sur l'autre des deux leviers (31).
14. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, dont ledit dispositif de liaison (12) comprend au moins une paire de liaisons élastiques (13) diamétralement opposées par rapport l'ase de rotation (A
A) et comprenant chacune au moins un élément de rappel élastique (17) dans la direction perpendiculaire à celle des bielles (14), caractérisé en ce que chaque liaison élastique (13) est fixée sur l'un respectivement des supports latéraux (16) de la boite de transmission (5) sur lequel s'articule (15) l'une respectivement des deux bielles (14).
15. Dispositif de suspension selon la revendication 14, telle que rattachée à l'une quelconque des revendications 5 à 10, caractérisé en ce que ledit dispositif de liaison (12) comprend une seconde paire de liaisons élastiques (28), comprenant chacune au moins un élément de rappel élastique dans la direction des bielles (14), chaque liaison élastique (28) de la seconde paire étant fixée sur 1 'un respectivement de deux supports structuraux (28) du fuselage (6), disposés sensiblement dans le plan radial passant par l'aie de rotation (A-A) et parallèle aux bielles (14), chaque liaison élastique (28) étant également fixée à l'un respectivement de deux supports (30) disposés de part et d'autre de la masse (27) et de l'articulation centrale (26) des leviers (25) ou latéralement en positions diamétralement opposées sur la base de la bolte (5b) de transmission (5).
16. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que ledit dispositif de liaison (12) comprend une unique liaison élastique (34) comportant au moins un élément de rappel élastique (37) selon la direction des bielles (14) et selon la direction perpendiculaire à celle des bielles (14), ledit élément de rappel (37) étant fixé sur un support structural (38-39) du fuselage (6) sensiblement disposé dans le plan radial parallèle aux bielles (14).
17. Dispositif de suspension selon la revendication 16, caractérisé en ce que l'unique liaison élastique (34) comprend deux plots en élastomère (37), travaillant en cisaillement, et fixes de part et d'autre d'un support commun (35) en saillie latérale sur la base (5b) de la boîte de transmission (5) et chacun en sandwich entre ledit support commun (35) et 1 'une respectivement de deux armatures (38, 39) rigidement liées à une ferrure d'attache sur le fuselage (6).
18. Dispositif de suspension selon la revendication 17, caractérisé en ce que l'unique liaison élastique (34) comprend au moins une butée (40) limitant la déformation des plots (37) et comportant au moins un boulon, traversant les plots (37) et leurs armatures (38, 39) de fixation à ladite ferrure, et, avec du jeu, le support latéral (35) de la boite de transmission (5).
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9415591A FR2728538A1 (fr) | 1994-12-23 | 1994-12-23 | Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere |
| US08/682,712 US5782430A (en) | 1994-12-23 | 1995-12-22 | Device for antivibratory suspension of a helicopter rotor |
| PCT/FR1995/001728 WO1996020107A1 (fr) | 1994-12-23 | 1995-12-22 | Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9415591A FR2728538A1 (fr) | 1994-12-23 | 1994-12-23 | Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2728538A1 true FR2728538A1 (fr) | 1996-06-28 |
| FR2728538B1 FR2728538B1 (fr) | 1997-02-21 |
Family
ID=9470201
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9415591A Granted FR2728538A1 (fr) | 1994-12-23 | 1994-12-23 | Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5782430A (fr) |
| FR (1) | FR2728538A1 (fr) |
| WO (1) | WO1996020107A1 (fr) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2777860A1 (fr) | 1998-04-23 | 1999-10-29 | Eurocopter France | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere |
| FR2777861A1 (fr) | 1998-04-23 | 1999-10-29 | Eurocopter France | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire pour helicoptere |
| FR2787762A1 (fr) | 1998-12-29 | 2000-06-30 | Eurocopter France | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere |
| FR2795386A1 (fr) | 1999-06-22 | 2000-12-29 | Eurocopter France | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressorts en torsion entre batteurs et structure, pour helicoptere |
| US20150021447A1 (en) * | 2013-07-18 | 2015-01-22 | Aes Engineering Ltd. | Pipe Brace |
| US10384770B2 (en) * | 2014-07-04 | 2019-08-20 | Leonardo S.P.A. | Helicopter with noise and vibration damping transmission mounting |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6260351B1 (en) * | 1998-12-10 | 2001-07-17 | United Technologies Corporation | Controlled spring rate gearbox mount |
| US6536750B1 (en) * | 2000-03-24 | 2003-03-25 | Fmc Technologies, Inc. | Motion restraint system for vibratory apparatus |
| US6330985B1 (en) * | 2000-06-30 | 2001-12-18 | General Electric Company | Link component for aircraft engine mounting systems |
| FR2829546B1 (fr) | 2001-09-11 | 2004-02-20 | Eurocopter France | Barre de liaison a absorption d'energie, et son application comme barre de suspension de boite de transmission pour giravion |
| FR2872784B1 (fr) * | 2004-07-09 | 2007-10-12 | Eurocopter France | Systeme de suspension d'un moteur d'aeronef a voilure tournante |
| GB201004473D0 (en) * | 2010-03-17 | 2010-05-05 | Trysome Ltd | Lightweight engine mounting |
| FR3006022B1 (fr) * | 2013-05-21 | 2015-06-05 | Eurocopter France | Architecture de montage d'une boite de transmission de puissance d'un giravion, comprenant un dispositif amortisseur de vibrations mettant en oeuvre des amortisseurs lamifies |
| FR3014972B1 (fr) | 2013-12-12 | 2016-04-22 | Airbus Operations Sas | Assemblage comprenant un axe d'articulation supporte par une chape et immobilise en translation par un dispositif de blocage integrant un double systeme d'anti-rotation |
| FR3014970B1 (fr) * | 2013-12-12 | 2016-01-22 | Airbus Operations Sas | Assemblage comprenant un axe d'articulation supporte par une chape et immobilise en translation par un dispositif de blocage integrant un double systeme d'anti-rotation |
| CN113086237B (zh) * | 2021-04-20 | 2023-03-14 | 中国直升机设计研究所 | 一种共轴旋翼直升机主减速器连接撑杆设计方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2120131A1 (fr) * | 1970-12-29 | 1972-08-11 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | |
| US3698663A (en) * | 1970-12-07 | 1972-10-17 | Textron Inc | Rotary wing pylon mounting system |
| GB2018942A (en) * | 1978-03-20 | 1979-10-24 | Aerospatiale | Multi-directional suspension means |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2228662B1 (fr) * | 1973-05-08 | 1976-11-12 | Aerospatiale | |
| FR2232481B1 (fr) * | 1973-06-08 | 1976-05-07 | Aerospatiale | |
| FR2474996A1 (fr) * | 1980-02-05 | 1981-08-07 | Aerospatiale | Dispositif de suspension antiresonnante pour helicoptere |
| FR2499505A1 (fr) * | 1981-02-09 | 1982-08-13 | Aerospatiale | Dispositif simplifie de suspension antiresonnante pour helicoptere |
| GB2129498B (en) * | 1982-10-29 | 1986-04-03 | Rolls Royce | Mounting system for two coupled turboshaft gas turbine engines |
| FR2584373B1 (fr) * | 1985-07-03 | 1990-07-06 | Aerospatiale | Dispositif de suspension antiresonnante a six degres de liberte pour helicoptere |
| FR2669982B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1993-02-19 | Aerospatiale | Dispositif de suspension anti-resonnante pour helicoptere. |
-
1994
- 1994-12-23 FR FR9415591A patent/FR2728538A1/fr active Granted
-
1995
- 1995-12-22 WO PCT/FR1995/001728 patent/WO1996020107A1/fr active Application Filing
- 1995-12-22 US US08/682,712 patent/US5782430A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3698663A (en) * | 1970-12-07 | 1972-10-17 | Textron Inc | Rotary wing pylon mounting system |
| FR2120131A1 (fr) * | 1970-12-29 | 1972-08-11 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | |
| GB2018942A (en) * | 1978-03-20 | 1979-10-24 | Aerospatiale | Multi-directional suspension means |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2777860A1 (fr) | 1998-04-23 | 1999-10-29 | Eurocopter France | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere |
| FR2777861A1 (fr) | 1998-04-23 | 1999-10-29 | Eurocopter France | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire pour helicoptere |
| FR2787762A1 (fr) | 1998-12-29 | 2000-06-30 | Eurocopter France | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere |
| FR2795386A1 (fr) | 1999-06-22 | 2000-12-29 | Eurocopter France | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressorts en torsion entre batteurs et structure, pour helicoptere |
| US20150021447A1 (en) * | 2013-07-18 | 2015-01-22 | Aes Engineering Ltd. | Pipe Brace |
| US9383039B2 (en) * | 2013-07-18 | 2016-07-05 | Aes Engineering Ltd. | Pipe brace |
| US10384770B2 (en) * | 2014-07-04 | 2019-08-20 | Leonardo S.P.A. | Helicopter with noise and vibration damping transmission mounting |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2728538B1 (fr) | 1997-02-21 |
| US5782430A (en) | 1998-07-21 |
| WO1996020107A1 (fr) | 1996-07-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2728538A1 (fr) | Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere | |
| EP0034092B1 (fr) | Dispositif de suspension antirésonnante pour hélicoptère | |
| EP0080920B1 (fr) | Rotor pour giravions, à articulations intégrées dans le pied de pale | |
| CA2629096C (fr) | Suspension souple avec peigne | |
| EP0021901B1 (fr) | Rotor de giravion à moyeu articulé compact | |
| EP0718187B1 (fr) | Dispositif de suspension anti-vibratoire bidirectionnelle pour rotor d'hélicoptère | |
| CA2634967C (fr) | Suspension d'un turbomoteur a la structure d'un aeronef | |
| EP2878535B1 (fr) | Train d'atterrissage à patins muni d'au moins une traverse à balanciers et aéronef | |
| WO2010066985A1 (fr) | Système de fixation entre deux composants, tels qu'un moteur d'aéronef et son mât d'accrochage | |
| FR2915173A1 (fr) | Dispositif de fixation d'un organe de sustentation au fuselage d'un avion. | |
| FR2795386A1 (fr) | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressorts en torsion entre batteurs et structure, pour helicoptere | |
| EP0742144B1 (fr) | Rotor avec dispositif d'amortissement de trainée des pales | |
| EP0208608B1 (fr) | Dispositif de suspension antirésonnante à six degrés de liberté pour hélicoptère | |
| FR2787762A1 (fr) | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere | |
| FR2678579A1 (fr) | Tete de rotor de giravion, rigide en trainee et articulee en pas et battement. | |
| FR2777860A1 (fr) | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere | |
| EP0549455B1 (fr) | Dispositif de palier élastomérique cylindrique à grand débattement angulaire | |
| EP0506510B1 (fr) | Dispositif de transmission d'efforts statiques et de filtrage d'excitations vibratoires entre deux pièces | |
| EP0706936B1 (fr) | Perfectionnements aux dispositifs de commande de pas pour rotors sans articulation | |
| EP0063078B1 (fr) | Dispositif de suspension antivibratoire pour hélicoptère | |
| EP1662166B1 (fr) | Dispositif de filtrage de vibrations entre deux pièces et applications | |
| FR2777861A1 (fr) | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire pour helicoptere | |
| EP0718188B1 (fr) | Rotor sans articulation à anneaux intermédiaires de commande de pas |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20130830 |