Rotor de queue

En ce qui concerne le rotor de queue, il est composé du même mécanisme que le rotor principal sauf qu’il ne contient pas l’ensemble des articulations qui aident à la commande du pas cyclique. Ce rotor est aussi entraîné par le moteur qui fait tourner le rotor principal.

Figure 2.20: Le stabilisateur à inertie

2.5 Stabilisateurs à inertie

En dehors des servo-amortisseurs et des pilotes automatiques, il existe des dispositifs particuliers qui permettent dans le cas de l’hélicoptère une bonne stabilisation de l’appareil : ce sont les stabilisateurs à inertie [3](figure 2.20).

• Un premier exemple est constitué par le rotormatic de Hiller. Une barre montée à 90opar rapport aux pales du rotor est munie de palettes aérodynamiques. Le pilotage cyclique s’effectue en commandant l’incidence de ces palettes par un plateau cyclique normal. Le basculement des palettes après un angle de rotation de 90o, entraîne à son tour, mécaniquement, une variation cyclique des pales du rotor principal. Le plan de rotation des palettes est donc le plan de contrôle du rotor. Si, par suite d’une rafale, le rotor principal tend à basculer, il modifie l’incidence des palettes du rotor auxiliaire, et la réaction qui en résulte ramène le rotor principal dans son plan de départ. En effet, la constante de temps du rotor auxiliaire étant très élevée, celui-ci a tendance à rester fixe dans l’espace. Il en sera donc de même pour le rotor principal dont il commande l’incidence.

• La barre stabilisatrice de Bell est un stabilisateur gyroscopique pur. La barre, lestée de deux masses profilées, est articulée sur l’arbre du rotor. Ce gyroscope occupe une position dans l’espace indépendante de position de l’arbre. De ce fait, si cette barre commande l’incidence des pales, il est aisé d’avoir une position du rotor fixe dans

l’espace. La commande du rotor se fait à travers le gyroscope par une bielle qui combine la commande et la réaction du gyroscope. Des amortisseurs sont montés pour asservir en partie le gyroscope au déplacement de l’arbre, sinon l’appareil serait parfaitement stable et non pilotable. Des tests de vols ont montré que la barre de stabilisation augmente la stabilité dérivative par un facteur 3. Cette barre de stabilisation est suivi par deux pales du rotor. Mais l’inconvénient de cette barre est sa complexité mécanique.

• Lockheed utilise un gyroscope d’un type un peu différent. Dans ce cas, c’est le gyroscope qui commande le rotor et non la commande plateau, comme dans le cas de Bell.

• Récemment, l’Aérospatiale a utilisé un dispositif de stabilisation très simple, reposant sur un principe tout à fait différent, à savoir un empennage asservi mécaniquement au facteur de charge. Il s’agit d’un empennage mobile autour d’un axe, muni d’une masse en arrière de l’arbre, donnant un centre de masse cm très arrière, ramené à sa position d’équilibre par un ressort. En fonctionnement, lorsque le facteur de charge augmente, l’incidence de l’empennage augmente et l’effort aérodynamique ainsi créé ramène le fuselage vers sa position d’équilibre. Un amortisseur est bien sûr nécessaire pour éliminer le risque d’oscillation intempestive de l’empennage.

2.6 Les principales commandes

Dans un hélicoptère standard, il y a 4 commandes de vol. Chaque action sur une commande génère une réaction qu’il faut éventuellement corriger avec une ou deux des commandes restantes (figure 2.21). Le pilote possède trois systèmes principaux de commandes, le levier cyclique 5 (manche), le collectif 1, et les pédales de palonnier 6.

• Le collectif : Il permet de faire monter ou descendre l’hélicoptère. Cette commande agit sur toutes les pales du rotor en même temps. Cette action produit une force de sustentation variable (une premième entrée de commande u₁)1.

• L’anti-couple : Deux pédales commandées par les pieds du pilote agissent sur le rotor anti-couple située à l’arrière de l’hélicoptère. Principalement, elles permettent d’adapter la force (puissance) nécessaire pour annuler la rotation du fuselage autour 1. Le collectif contrôle l’angle de pas commun de toutes les pales, et en conjonction avec le cyclique modifie la portance générée par le rotor.

Figure 2.21: Les principales commandes

de l’axe du rotor principal. Cette action produit un couple (une deuxième entrée de commande u₂) pour contrôler le mouvement du lacet de l’appareil2.

• Le manche cyclique : Il produit deux types d’action (avant/arrière et gauche/droite). En effet, une action sur le manche cyclique provoque une inclinaison du rotor, par rapport à son plan de rotation initial et donc une modification de l’assiette (inclinaison) de la machine. Cette action produit deux couples qui commandent les mouvements de tangage et de roulis (deux entrées de commande u₃ et u₄). Normalement le manche contrôle l’angle du rotor principal en inclinant la tête du rotor sur lequel sont fixées les pales à l’aide de biellettes de pas 3, dans la direction du déplacement désiré par l’intermédiaire du plateau cyclique fixe 2 et tournant 4 .

2. Le palonnier augmente ou diminue la puissance du rotor de queue en faisant varier le pas du rotor de queue en fonction de la puissance transmise par le collectif qui fait varier le couple.

Figure 2.22: Ecoulement de l’air autour du disque rotor [6]

2.7 Modèle aérodynamique du rotor [3]

Nous supposons pour simplifier la présentation du vol de l’hélicoptère, que les pales du rotor principal décrivent un disque dont l’axe passe par le centre de gravité cm.

En vol, l’hélicoptère est soumis à trois forces (voir figure 2.22) : – Son poids ~P, appliqué au point cm.

– La force de poussée~FN générée par le rotor principal (voir la figure 2.23).

– La traînée générale de l’appareil ~Fx provoquée en vol de translation, par la résistance de l’air sur la structure. Nous supposons que le point d’application de cette force est le centre de gravité cm.

Pour que l’hélicoptère soit en équilibre, il faut que la résultante ~R du poids~Pet de la traînée ~Fx soit égale et opposée à~FN. La résultante des forces est alors nulle et le vol est stabilisé : si l’hélicoptère est immobile il le demeure, s’il est soumis à une translation, son mouvement est rectiligne uniforme.

Remarque : On note ici que l’utilisation du flèche avec la notation comme~Fx donne son vecteur, mais si on ne met pas la flèche ça signifie qu’on a une valeur scalaire Fx.

Les variations du vecteur ~F_N varient en fonction de la portance du rotor. L’inclinaison du levier de pas collectif vers le pilote donne à l’hélicoptère un mouvement ascendant. La direction de~FN est fonction de l’inclinaison du rotor sur laquelle le pilote peut agir grâce à un levier de pas cyclique.~F_N s’incline dans le même sens que le manche.

Figure 2.23: Les principales forces agissant sur l’hélicoptère

On assimile (figure 2.22) le disque constitué par le rotor à une surface de discontinuité pour les pressions, la poussée qui en résulte est normale au plan du disque et vaut :

FN = (p^′₁−p₁)S (2.4)

On considère une ligne de courant de l’écoulement aérodynamique. Sa vitesse est successive-ment :

– ~V₀( à l’infini en amont), égale et opposée à la vitesse de déplacement de l’hélicoptère. – ~V₁dans le plan du disque rotor.

– ~V₂( à l’infini en aval).

La pression le long de cette ligne de courant a pour valeur p₀à l’infini en amont (soit la valeur de la pression atmosphérique), p^′₁et p₁sont les pressions statiques de part et d’autre du disque du rotor. En considérant que le débit n’était pas celui traversant le disque, mais :

~

Q= ρS| ~V₁| (2.5)

ρétant la masse volumique de l’air à 0 m et 15Co, on a : ρ=1.225 kg/m³. Il n’y a égalité entre ce débit et celui passant à travers le disque que dans le cas du vol stationnaire ou vertical.

La poussée~F_N du rotor peut alors s’exprimer par application du théorème des quantités de mouvement, la résultante des forces est égale à la variation de cette quantité de mouve-ment :

Pour réaliser cette poussée, il faut accélérer l’air et lui fournir une puissance : ~

Pr = ~FN.~V₁ (2.7)

En désignant ~VF = ~V₁− ~V₀, vitesse dénommée vitesse de Froude, on obtient : ~

Pr = ~FN.(~V₀+ ~VF) (2.8) Cette puissance peut être exprimé d’une autre façon, par évaluation de l’énergie cinétique fournie à l’air, depuis l’infini en amont jusqu’à l’infini en aval :

~ Pr = 1 2^{Q~.(~V22− ~V02) (2.9)} ~ Pr = 1 2^{Q~.(~V2− ~V0)(~V2+ ~V0) (2.10)} Ou encore, en tenant compte des équations (2.6) et (2.7) :

~Pr = 1 2^{Q~.(~V2− ~V0)(~V2+ ~V0) = ~Q(~V2− ~V0).~V1 (2.11)} Soit : ~ V₁= ~ V₂+ ~V₀ 2 ^(2.12)

Ce que l’on peut encore écrire :

2~V₁− ~V₀= ~V₂ (2.13)

Soit :

~FN = ~Q(2~V₁− ~V₀− ~V₀) =2Q~^~VF (2.14) D’après l’équation (2.5), il vient :

~FN =2ρS_{| ~}V₁|.V~F (2.15) Soit enfin :

~FN =2ρS_{| ~}V₀+ ~V_f |.~VF (2.16) Cette relation est fondamentale dans la modélisation du rotor, et peut être utilisée dans la plupart des cas de vol pour évaluer la puissance théorique à fournir au rotor. Dans la section suivante nous étudions le principe de fonctionnement du rotor principal pendant le vol stationnaire, nous citons dans l’annexe B le cas de vol vertical et le vol en translation.

Figure 2.24: Vol stationnaire [6]