« PERFECTIONNEMENTS AUX AERONEFS CONVERTIBLES A ROTORS BASCULANTS)) L'invention concerne des perfectionnements apportés à des aéronefs convertibles à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et du type comprenant au moins un fuselage, au moins un empen- nage avec au moins une dérive, une voilure fixe comportant au moins deux ai- les s'étendant latéralement de part et d'autre dudit fuselage, et, en mode héli- coptère, une voilure tournante comportant au moins deux rotors, dont chacun est supporté et entraîné en rotation par l'une respectivement de deux nacelles motrices supportées chacune par l'une respectivement des deux ailes fixes s'étendant du fuselage jusqu'à la nacelle correspondante, chaque rotor étant monté basculant avec au moins une partie avant, qui supporte ledit rotor, de la nacelle correspondante, sur l'aile fixe correspondante et autour d'un axe de basculement sensiblement transversal par rapport au fuselage, pour passer de l'un à !'autre du mode hélicoptère et du mode avion, dans lequel les rotors ser- vent d'hélice.

De manière connue, ces aéronefs convertibles peuvent fonctionner en mode ou configuration hélicoptère, en particulier pour les atterrissages et dé- collages, au cours desquels les rotors tournent au-dessus des ailes fixes, au- tour d'axes sensiblement verticaux pour assurer la sustentation de t'aéronef, et en mode ou configuration avion, dans lequel ou laquelle les rotors sont bascu- tés par rapport aux ailes fixes pour fonctionner comme des hélices.

Chaque rotor a son arbre relié par une transmission respective à un moteur respectif, la transmission et le moteur étant logés dans la nacelle correspondante supportée par l'aile fixe correspondante, un arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions, pour l'entraînement en rotation des deux rotors par l'un quelconque des deux moteurs, en cas de défaillance de l'autre moteur.

US-A-5,054,716 décrit un premier exemple d'aéronef convertible de ce type, sur lequel chacun des rotors constitue, avec ses moyens de commande, le moteur correspondant et la transmission correspondante, un ensemble bas- culant loge, à l'exception des pales et du moyeu du rotor, dans une nacelle

montée tout entière pivotante en porte-à-faux au bout d'une aile fixe corres- pondante.

Une telle architecture présente de nombreux inconvénients, mentionnés dans la demande de brevet FR 99 03735, qui décrit une autre architecture d'aéronef convertible de ce type, remédiant aux inconvénients précités, et dans laquelle chaque transmission comporte un ensemble réducteur avant, entrai- nant le rotor en rotation, et un ensemble réducteur arrière, en prise avec 1'ensemble réducteur avant correspondant et relié au moteur correspondant, ainsi qu'à I'arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions. Chacune des deux nacelles est articulée et comporte une partie avant, montée basculante, autour de I'axe de basculement, sur une partie arrière fixe de nacelle, fixée à l'aile fixe correspondante, et dans laquelle partie arrière de nacelle sont logés le moteur correspondant et au moins en partie 1'ensemble réducteur arrière de la transmission correspondante. L'ensemble réducteur avant ainsi que I'arbre du rotor correspondant sont logés dans la partie avant basculante de nacelle, et sont montés basculants avec ladite partie avant par rapport à ladite partie arrière et ladite aile correspondante.

Quelle que soit leur architecture, avec nacelles entièrement basculantes avec les rotors, ou avec nacelles articulées dont seules les parties avant bas- culent avec les rotors par rapport aux ailes fixes, les aéronefs convertibles du type précité posent, en terme de contrôle de vibrations, de nouveaux problè- mes très éloignés de ceux posés par les hélicoptères. En effet, I'architecture particulière des aéronefs convertibles, avec des rotors et éventuellement des moteurs basculants en bout d'aile, rend très difficile la filtration des vibrations par interposition d'éléments anti-résonnants, comme cela est pratiqué sur les hélicoptères.

Par contre, l'utilisation de systèmes de filtration de vibrations par réson- nateurs ou par générateurs d'efforts pilotés par calculateurs est connue, mais ces systèmes comportent généralement des ensembles à masses et ressorts qui sont très pénalisants en poids.

Par ailleurs, sur un aéronef convertible du type précité, le contrôle du roulis en mode avion est normalement assuré par l'utilisation de surfaces

orientables de commande et/ou contrôle, montées pivotantes chacune autour d'un axe sensiblement transversal à l'aéronef, le long du bord de fuite de cha- cune des ailes fixes, et ces surfaces orientables servent également à assurer I'hypersustentation de !'aéronef à faible vitesse en mode avion et la réduction de la déportance de l'aile en mode hélicoptère.

Comme la commande de roulis demande une dynamique rapide, cha- que aile fixe comporte un nombre relativement élevé de telles surfaces de commande et/ou contrôle le long de son bord de fuite, et ces surfaces orienta- bles doivent tre commandées par un grand nombre d'actionneurs et peuvent tre reliées par des liaisons mécaniques complexes autorisant notamment des braquages négatifs (vers le haut) ainsi que des braquages dissymétriques de ces surfaces entre les deux ailes, tout en limitant les risques d'embarquement en roulis liés à des braquages dissymétriques de ces surfaces orientables, dé- nommées par le terme anglais « flaperon », car pouvant remplir les fonctions de volet et d'aileron, et donc de gouvernes d'hypersustentation et de gauchis- sement. US-A-5,094,412 décrit des moyens de structure et de commande complexes de tels « flaperons », également dénommés « élevons », pour un aéronef convertible selon US-A-5,054,716 précité.

Le problème à la base de l'invention est de perfectionner les aéronefs convertibles du type précité, principalement, sur le plan du contrôle actif des vibrations, en évitant t'ajout de masses importantes supplémentaires pour contrer essentiellement les excitations provoquées par les rotors, et, secondai- rement, de faciliter le contrôle de t'aéronef en roulis en mode avion.

Dans ce but secondaire, ces perfectionnements visent à permettre de simplifier les moyens de manoeuvre et de commande pour le contrôle de t'aéronef en roulis en mode avion et, de préférence simultanément, de simpli- fier les moyens de commande et de manoeuvre remplissant les fonctions d'hypersustentation et de réduction de déportance.

L'invention concerne également des perfectionnements apportés aux aéronefs convertibles du type précité pour leur donner la capacité d'atterrir en mode avion (sans conversion préalable de la configuration avion à la configu- ration hélicoptère). Cette possibilité permet de réduire le caractère critique des

mécanismes de basculement des rotors, dans la mesure où l'atterrissage reste possible, sans dommage pour l'aéronef, quelle que soit la position des rotors.

Par ailleurs, si une panne des deux moteurs survient en mode avion, il est avantageux, notamment au plan de la sécurité, de pouvoir descendre en mode avion et en vol plané et d'atterrir sans avoir à basculer les rotors en mode hélicoptère avant le posé, d'où une réduction de la charge de travail de l'équipage.

Cependant, la capacité d'atterrir en mode avion pour un convertible s'accompagne habituellement d'une réduction de la taille des rotors, et parfois du remplacement des rotors par des hélices, comme c'est le cas dans une troi- sième architecture d'aéronef convertible dite « tiltwing » dans laquelle les ailes de t'aéronef pivotent totalement ou partiellement autour de I'axe de bascule- ment avec les nacelles quelles supportent.

Or, la réduction de la taille des rotors entraîne des conséquences connues sur les performances d'un aéronef du type dit « VTOL » (Vertical Take-Off and Landing), c'est-à-dire à décollage et atterrissage à la verticale.

Ces conséquences sont notamment : -la dégradation des performances en vol stationnaire et à basse vitesse, car l'efficacité sustentatrice d'un rotor décroît rapidement avec sa taille, ce qui élimine le gain apparent apporté par t'effacement des ailes sous les rotors dans les réalisations à ailes basculantes avec les nacelles et rotors, par exemple, -I'augmentation du bruit externe, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors (masse maximale divisée par la surface des disques rotors), et -la dégradation des capacités d'autorotation, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors.

Le second problème à la base de l'invention est de remédier à ces in- convénients par l'utilisation de rotors de relativement grande taille, dimension- nés pour optimiser les performances en stationnaire, avec une commande de pas cyclique (qui n'existe en général pas sur les réalisations à ailes basculan- tes) et de pas collectif pour un bon comportement de t'aéronef convertible en mode hélicoptère et en cours de conversion, de tels rotors de grande taille étant basculants par rapport à des ailes fixes, pour conserver les avantages

propres à ce type de voilure, notamment pour limiter la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère (pour améliorer les performances au dé- collage en cas de panne moteur) par rapport à une aile totalement ou partiel- lement basculante, et ce qui permet un bon comportement en cours de conver- sion. De plus, la voilure de t'aéronef convertible est aménagée pour permettre !'atterrissage en mode avion maigre la présence de rotors de relativement grande taille.

A l'effet de résoudre le premier problème à la base de l'invention et tel que présenté ci-dessus, t'aéronef convertible selon l'invention se caractérise en ce que chaque aile fixe est prolongée, sensiblement selon son envergure et vers t'extérieur de la nacelle correspondante par rapport au fuselage, par au moins une portion externe de voilure, dont au moins une partie pivote, indé- pendamment du rotor et d'au moins la partie avant de la nacelle corres- pondante, autour d'un axe d'articulation sensiblement transversal à t'aéronef et constitue une surface de commande et/ou de contrôle orientable, dont les pi- votements autour de I'axe d'articulation sont commandés au moins à une fré- quence de l'ordre de KbQ où b et Q sont respectivement le nombre de pales et la fréquence de rotation de chaque rotor, et K un nombre entier au moins égal à 1, par au moins un actionneur piloté, de sorte à au moins atténuer, au niveau du fuselage des ailes fixes et des empennage (s) et dérive (s), au moins les vibrations générées naturellement par chaque rotor en rotation.

Outre le contrôle des vibrations générées par les rotors en fonctionne- ment normal, ou vibrations naturelles propres aux rotors et générées en axe tournant, les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables et externes, en bout d'aile, peuvent tre utilisées pour effectuer un contrôle actif des vibra- tions produites par l'un et/ou l'autre des phénomènes dits de « whirl flutter » (ou flottement gyroscopique) et de « tail shake)), dont on rappelle que le pre- mier phénomène est une instabilité aéroélastique, provenant du bouclage entre un rotor et l'aile correspondante à haute vitesse en mode avion, tandis que le second phénomène correspond à des vibrations de la poutre de queue ou des parties arrière des nacelles et du fuselage d'un aéronef convertible, lesdites poutre de queue ou parties arrière des nacelles et du fuselage étant excitées

par le souffle des rotors à des fréquences de quelques Hertz, et proches fré- quemment de 4 Hz. Ce contrôle actif permet de réduire la raideur, et donc la masse, de chaque aile pour une vitesse maximale donnée et/ou d'augmenter la vitesse maximale de t'aéronef.

A cet effet, les pivotements de la surface de commande et/ou de contrôle orientable sont transitoirement commandés par l'actionneur piloté à une fréquence inférieure à KbQ et de l'ordre de 4 à 6 Hz, pour contrer le phé- nomène de « whirl flutter », ou de l'ordre de quelques Hz, en général de l'ordre de 4 Hz, pour contrer le phénomène de « tail shake ».

Dans leur intégration à un système anti-vibratoire actif, les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, agencées en élevons fonc- tionnant en petits ailerons pilotés ou volets aérodynamiques actifs, situés en bout d'aile, génèrent des forces aérodynamiques, qui sont utilisées pour contrer les excitations provoquées par les rotors, en évitant t'ajout de masses supplémentaires.

Un aéronef convertible du type présenté ci-dessus est ainsi équipé d'un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou élevons externes, fonctionnant comme des ailerons pilotés et/ou des volets aérodynamiques actifs en bout d'aile, et dont I'angle de braquage, et donc l'incidence, est piloté par au moins un calculateur commandant au moins un actionneur de manoeuvre, un premier actionneur étant commandé à la fréquence bQ, un éventuel second actionneur étant commandé à la fréquence 2bQ, un éventuel troisième actionneur à la fré- quence 3bQ, etc..., afin de générer des forces aérodynamiques dirigées contre les forces d'excitation des rotors, et permettant ainsi de minimiser le ni- veau vibratoire dans le fuselage, les empennage (s) et dérive (s), les ailes fixes et les éventuelles parties arrière fixes des nacelles de t'aéronef, ce système anti-vibratoire étant particulièrement bien adapté au fonctionnement en mode avion.

A cet effet, de manière avantageuse, I'actionneur est un vérin d'excitation, asservi en déplacement, manoeuvrant la surface de commande et/ou de contrôle orientable, à l'encontre de moyens élastiques d'accord stati-

que et dynamique, et piloté automatiquement par au moins un calculateur de contrôle actif et auto-adaptatif de vibrations, qui pilote le vérin à partir de si- gnaux reçus de capteurs, notamment d'efforts, accélérométriques et gyrométri- ques, disposés en au moins des points déterminés du fuselage et/ou des ro- tors, et/ou des empennage (s) et dérive (s), notamment.

Avantageusement, les moyens élastiques reprennent les efforts stati- ques de la surface orientable, et, en dynamique, leur raideur est couplée à l'inertie de 1'ensemble en déplacement comprenant au moins ladite surface orientable et les parties mobiles du vérin de sorte à créer un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de 1'ensemble en déplacement étant ajustée sur la fréquence d'excitation du vérin, ce qui permet de réduire considérablement les efforts de commande, et donc la taille du vérin.

En pratique, I'ensemble en déplacement a une fréquence de réson- nance où k est la raideur des moyens élastiques (25) et I est I'invertie de l'ensemble en déplacement, et la fréquence d'excitation du vérin est normalement ajustée sur bQ, tel que b Q est sensiblement égal à f.

Lorsque les deux rotors de l'aéronef convertible sont des rotors tripales, et compte tenu de la vitesse de rotation nominale des rotors, la fréquence d'excitation du vérin est normalement ajustée sensiblement sur une fréquence d'environ 20 Hz.

De plus, pour contrer les phénomènes de « tail shake » et « whirl flut- ter », la fréquence d'excitation du vérin est avantageusement transitoirement ajustée sur une fréquence d'environ 4 Hz à environ 6 Hz, lorsque lesdits cap- teurs détectent des signaux témoignant de l'un au moins de ces deux phéno- mènes, puis, après atténuation voire disparition du phénomène, la fréquence d'excitation du vérin est à nouveau ajustée sensiblement sur la fréquence bQ.

Une telle surface orientable externe (à l'extérieur d'une nacelle) peut re- cevoir également une commande différentielle, par rapport à la surface orien- table à l'extérieur de l'autre nacelle, et fonctionner en aileron commandant le gauchissement et permettant le contrôle de l'aéronef en roulis en mode avion, avec la dynamique rapide requise, la commande de roulis assurée par les sur-

faces orientables externes étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance pouvant tre remplies, avec une dynamique plus lente, par d'autres surfaces de commande et/ou de contrôle orientables internes (entre les nacelles et le fuselage) sur les bords de fuite des ailes fixes.

Dans cette variante, le vérin d'excitation de chaque élevon ou surface orientable externe est également pilotable par des commandes pilotes (action- nées par l'équipage de !'aéronef convertible), notamment de gauchissement.

Dans ce cas, la commande du vérin d'excitation par le calculateur de contrôle de vibrations est neutralisée pendant la commande du vérin d'excitation par les commandes pilotes.

On connaît par EP-0 416 590 et US-3,666,209 des aéronefs converti- bles dont la voilure comprend des surfaces aérodynamiques portantes et pivo- tantes à l'extérieur (selon l'envergure) de nacelles motrices et d'une portion d'aile interne fixe. Mais chaque nacelle motrice pivote avec une partie d'aile autour de I'axe de basculement, de sorte que ces convertibles présentent la troisième architecture d'aéronef convertible précitée dite « tiltwing », et leurs surfaces aérodynamiques pivotantes et externes sont destinées à corriger des variations d'attitude de t'aéronef autour de son centre de gravité, et sont donc des gouvernes activées par l'intermédiaire des commandes de vol situées dans le poste de pilotage. Chaque commande de vol ou commande pilote permet de déplacer t'aéronef autour de l'un de ses axes de roulis, tangage et lacet.

Selon les cas, ces surfaces mobiles sont assimilables à des ailerons permettant le gauchissement (rotation autour de I'axe de roulis) en vol en mode avion ou un mouvement de lacet en vol vertical en mode hélicoptère.

Selon la présente invention, les parties pivotantes des portions externes de voilure sont, contrairement à EP-0 416 590 et US-3,666,209, des élevons, dont les fonctions ont été définies ci-dessus, et qui sont auto-pilotés pour mini- miser, dans la structure de t'aéronef, des vibrations qui sont au moins des trois types précités : vibrations générées par les rotors en fonctionnement normal, et par les phénomènes de « tail shake » et « whirl flutter ».

Les surfaces orientables externes selon l'invention peuvent également tre utilisées pour réduire les taux de descente de !'aéronef en autorotation des rotors (en cas de panne des deux moteurs) en participant à la portance de !'aéronef si ces surfaces orientables externes sont orientées dans le lit du vent.

Par ailleurs, la présence de ces surfaces orientables externes a pour conséquence d'augmenter I'allongement aérodynamique des ailes, et donc de réduire la traînée induite, ce qui améliore les performances en mode avion en montée, croisière et en finesse, d'où un taux de descente réduit en vol sans puissance (panne de moteur).

Par analogie avec la réalisation des ailerons et volets classiques, la par- tie pivotante ou surface de commande et/ou de contrôle orientable de chaque portion externe de voilure peut tre un élevon pivotant de bord de fuite d'une portion d'aile externe et fixe, qui constitue ainsi le bout de I'aile fixe corres- pondante, au-delà de la nacelle correspondante. Mais, dans une seconde ré- alisation, chaque portion externe de voilure peut tre une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de I'axe d'articulation, de sorte que toute la partie de voilure à t'extérieur d'une nacelle peut tre agencée comme un élevon pi- votant autour de son axe d'articulation par rapport à la nacelle adjacente et à l'aile fixe correspondante.

A 1'effet de résoudre le second problème à la base de l'invention et tel que présenté ci-dessus, t'aéronef convertible selon l'invention est tel que ses ailes fixes sont des ailes hautes solidarisées à la partie supérieure du fuselage, pour maintenir les nacelles et donc les rotors à une hauteur suffisante, garan- tissant une garde au sol minimum des rotors pour permettre un atterrissage en mode avion, cette garde au sol étant augmentée et/ou le diamètre des rotors étant augmenté si les ailes hautes sont surélevées par rapport à la partie supé- rieure du fuselage.

Mais, avantageusement de plus, les ailes fixes et hautes présentent un dièdre vers le haut (dièdre positif), entre le fuselage et les nacelles, ce qui, si- multanément, permet d'augmenter encore la garde au sol et/ou le diamètre des rotors, et permet de limiter la pénalité en traînée due à la position surélevée des ailes fixes au-dessus du fuselage.

Des ailes fixes surélevées par rapport au fuselage et avec un dièdre vers le haut améliorent incontestablement la capacité d'atterrissage avec les rotors en mode avion.

A l'extérieur des nacelles, les portions externes de voilure comportant les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou agen- cées en de telles surfaces orientables externes, peuvent également présenter un dièdre positif (vers le haut) ou nul (tre sensiblement horizontales), mais, avantageusement, pour compenser au moins partiellement les éventuels effets aérodynamiques désavantageux du dièdre positif des ailes fixes, les portions externes de voilure peuvent présenter un dièdre négatif (vers le bas), de sorte que la voilure fixe de l'aéronef est sensiblement en ailes de mouette.

II est à noter que les caractéristiques relatives aux ailes fixes hautes, su- rélevées, présentant un dièdre vers le haut et éventuellement prolongées, à l'extérieur des nacelles, par des portions externes de voilure avec un dièdre positif, nul ou négatif, peuvent tre utilisées sur un aéronef convertible du type présenté ci-dessus indépendamment des autres caractéristiques présentées ci- dessus et relatives à la structure, la disposition, la manoeuvre et la commande des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes de t'aéronef convertible, et inversement. En effet, de telles surfaces orientables externes peuvent équiper les bouts d'ailes d'une voilure fixe d'aéronef convertible dont les ailes fixes ne sont pas des ailes hautes ni surélevées ni en dièdre positif.

L'invention sera mieux comprise, et d'autres caractéristiques et avanta- ges de l'invention ressortiront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels : -les figures 1,2 et 3 sont des vues schématiques respectivement en élévation latérale, de face et en plan d'un premier exemple d'aéronef converti- ble équipé d'une voilure fixe en ailes de mouette et de portions externes de voilure agencées en parties d'ailes externes entièrement pivotantes autour d'axes d'articulation, et constituant donc des élevons fonctionnant comme des ailerons pilotés eVou comme des volets aérodynamiques actifs,

-la figure 4 est une vue schématique partielle en plan d'un second exemple de réalisation, en mode avion, -la figure 5 est une vue schématique en coupe de la surface orientable externe de l'exemple de la figure 4 et de ses moyens de manoeuvre et de commande, -la figure 6 est une variante de la réalisation de la figure 4, et -la figure 7 est une courbe représentant, en fonction de la fréquence, I'amplification de I'amplitude des mouvements de l'élevon par rapport à I'amplitude des excitations du vérin de commande, dans un système mécani- que selon la figure 5.

L'aéronef convertible 1 des figures 1 à 3 comprend un fuselage 2, du type fuselage d'avion, avec un poste de pilotage 3 à I'avant et un empennage 4 en « T » avec dérive (s) à l'arrière, et deux ailes fixes et hautes 5, dans cet exemple à flèche nulle et corde constante (rectangulaire en plan), s'étendant, de manière conventionnelle, latéralement de chaque côté du fuselage 2, cha- que aile fixe 5 supportant, à son extrémité externe selon son envergure, du côté opposé au fuselage 2, une nacelle motrice 6 articulée, fixée par sa partie arrière 7 sur l'aile 5 correspondante. En variante, I'empennage 4 peut avoir une autre configuration géométrique, par exemple en croix, ou en « V », ou bi- dérive, ou autre.... L'aéronef convertible peut tre équipé d'un ou plusieurs empennages 4 équipé (s) d'une ou plusieurs dérives.

Chaque nacelle 6 comporte une partie avant 8, aérodynamiquement profilée, sensiblement en forme d'ogive, et montée basculante, par rapport à la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, et donc par rapport à l'aile 5 corres- pondante, autour d'un axe de basculement X-X, qui est transversal au fuselage 2, et plus particulièrement perpendiculaire au plan longitudinal de symétrie passant par l'axe longitudinal A-A de t'aéronef 1.

Dans cette configuration aérodynamique de t'aéronef, I'axe de bascule- ment X-X est parallèle au plan perpendiculaire à I'axe longitudinal A-A de t'aéronef 1 et contenant les lignes droites passant par les foyers aérodynami- ques des ailes 5, I'axe de basculement X-X étant légèrement en arrière des li- gnes des foyers situées à une distance du bord d'attaque des ailes 5 qui est

d'environ 25 % de la valeur de la corde des ailes 5, en direction de leur bord de fuite.

Sur la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6, un rotor, par exemple à trois ou quatre pales, et schématisé par le disque rotor 9, est monté en rotation autour de son axe et également basculant autour de I'axe X-X avec la partie avant de nacelle 8 correspondante, chaque rotor 9 ayant un arbre re- lié, pour son entraînement en rotation, par une transmission à un groupe turbo- moteur fixé dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 correspondante, selon un agencement plus précisément décrit dans FR 99 03735, auquel on se re- portera pour davantage de précisions à ce sujet, et qui est incorporé dans le présent mémoire descriptif par voie de référence.

Pour assurer l'entraînement des deux rotors 9 lorsque l'un quelconque des groupes turbo-moteur est défaillant, et quelle que soit l'inclinaison des ro- tors 9 et des parties avant basculantes 8 des nacelles 6 autour de I'axe de basculement X-X, les deux transmissions sont reliées l'une à l'autre par un ar- bre d'interconnexion, schématisé en 10 sur la figure 3. On se reportera égale- ment à FR 99 03735 pour des précisions sur les différentes connexions possi- bles de I'arbre d'interconnexion 10 aux deux transmissions des rotors 9. L'arbre 10 est essentiellement constitué de deux parties rectilignes, s'étendant cha- cune entre le fuselage 2 et l'une respectivement des nacelles 6, sur toute l'envergure de l'aile fixe 5 correspondante, cette partie d'arbre 10 étant sensi- blement parallèle au plan perpendiculaire à I'axe longitudinal A-A et passant par I'axe de basculement X-X, mais décalé par rapport à ce plan, par exemple vers l'arrière des ailes 5 (voir figure 3), les deux parties rectilignes de I'arbre d'interconnexion 10 étant accouplées l'une à I'autre, sur le dessus du fuselage 2, et à un boîtier d'entraînement d'accessoires toge dans un caisson de suré- 16ovation 11 par lequel les ailes fixes et hautes 5 sont solidarisées à la partie supérieure du fuselage 2, en étant surélevées par rapport à ce fuselage 2.

Pour que chaque rotor 9, basculant avec la partie avant basculante 8 de la nacelle 6 correspondante, puisse tre entraîné en rotation autour de son axe par le groupe turbo-moteur toge dans la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6 ou par I'arbre d'interconnexion 10 entraîné à partir de l'autre groupe turbo-

moteur loge dans la nacelle 6 de !'autre aile 5, chaque transmission, qui com- porte une roue libre pour neutraliser les différences de régime de rotation des moteurs, comporte une partie avant de transmission ou ensemble réducteur avant, qui entraine I'arbre du rotor 9 et est monté (e) basculant avec lui autour de I'axe de basculement X-X, à l'intérieur de la partie avant basculante 8 de la nacelle 6, I'ensemble réducteur avant restant en permanence en prise avec une partie arrière de la transmission ou ensemble réducteur arrière non bas- culant, en permanence en prise avec une prise de mouvement à l'extrémité correspondante de I'arbre d'interconnexion 10 et avec un arbre de sortie du groupe turbo-moteur correspondant. L'ensemble réducteur arrière non bascu- lant occupe une position fixe par rapport au groupe turbo-moteur, à la partie arrière 7 de la nacelle 6 correspondante, à I'arbre d'interconnexion 10, et donc aux ailes 5, et est partiellement toge dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 et éventuellement dans l'un au moins des raccords aérodynamiquement profi- tes ou karman de liaison entre la partie de nacelle arrière fixe 7 et l'aile 5 correspondante.

L'aéronef convertible 1 est ainsi équipé de deux rotors basculants, pou- vant chacun tre basculé entre une configuration hélicoptère, dans laquelle les rotors sont repérés en 9'sur des parties avant de nacelle repérées en 8', et dans laquelle chaque rotor 9'est entraîné autour d'un axe de rotation sensi- blement vertical, pour le fonctionnement de t'aéronef en mode hélicoptère, et une configuration avion, dans laquelle chaque rotor repéré en 9 (sur les figures 1 à 3) à I'avant d'une partie avant de nacelle repérée en 8 se comporte comme une hélice entraînée en rotation autour d'un axe sensiblement aligné avec la direction du vol, pour le fonctionnement de t'aéronef en mode avion.

De manière pratique, la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6 bascule par une portion arrière centrale entre deux extensions latérales avant de la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6, comme décrit dans FR 99 03956.

Pour une bonne alimentation en air du moteur, fixé dans cette partie ar- rière fixe 7, cette dernière présente une prise d'air inférieure 12, fixe et s'ouvrant vers !'avant sous la partie avant basculante 8 de la nacelle 6.

Les ailes fixes 5, surélevées en 11 sur le fuselage 2, présentent de plus un dièdre positif (voir figure 2), c'est-à-dire que chacune d'elles est relevée vers le haut, par rapport à leur liaison surélevée 11 au fuselage 2, du côté de son extrémité supportant la nacelle 6. Les nacelles 6, et donc les rotors 9, sont ain- si surélevé (e) s par rapport au sol de sorte qu'il subsiste une garde au sol suffi- sante entre les rotors 9 et le sol, mme lorsque les rotors 9 sont de relative- ment grand diamètre, pour permettre à t'aéronef 1 d'atterrir avec les rotors 9 en configuration avion, en particulier en cas de panne des deux moteurs, les ro- tors 9 étant alors en autorotation, débrayés des moteurs, mais !'atterrissage de t'aéronef en mode avion est également possible avec des rotors 9 entraînés par les moteurs ou à t'arrt.

L'adoption d'ailes 5 surélevées avec un dièdre positif permet donc l'atterrissage de t'aéronef 1 sans dommage, quelle que soit la position des ro- tors 9, et cette possibilité réduit la criticité des systèmes de basculement des rotors 9. En cas de panne des deux moteurs en mode avion, t'aéronef peut descendre en vol plané et atterrir sans avoir à basculer les rotors 9 en mode hélicoptère avant l'atterrissage.

A noter que l'espace dégagé dans le caisson de rehaussement 11 au- dessus du fuselage 2 pour rehausser les ailes 5 permet de loger des accessoi- res supplémentaires, tels qu'altemateurs, pompes hydrauliques, etc..., entraî- nés par la boîte de transmission intermédiaire qui est logée dans ce caisson de rehaussement 11 et assure l'interconnexion des deux parties de I'arbre d'interconnexion 10. Ceci simplifie l'intégration du moteur et de la partie arrière de transmission dans chaque nacelle 6 et permet de réduire la taille des na- celles 6.

Le dièdre positif des ailes 5 permet non seulement de surélever suffi- samment les rotors 9 pour rendre possible un atterrissage en mode avion, mais également d'utiliser des rotors 9 d'une taille suffisamment grande pour tre di- mensionnés afin d'optimiser les performances en vol stationnaire, avec com- mande de pas cyclique et collectif pour un bon comportement en mode héli- coptère et en conversion de l'un à l'autre des deux modes avion et hélicoptère.

En outre, la pénalité en traînée, due à la présence du caisson de re- haussement 11 permettant la position surélevée des ailes 5 au-dessus du fu- selage 2, est limitée par l'utilisation d'ailes 5 avec un dièdre positif.

Ces avantages découlant d'ailes 5 en dièdre positif s'ajoutent à ceux procurés par des ailes fixes, à savoir la limitation de la tramée en vol d'avancement en mode hélicoptère par rapport à une aile partiellement ou to- talement basculante, et l'obtention d'un bon comportement en cours de conversion, car les ailes 5 ne viennent pas en décrochage. Cette limitation de la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère permet d'améliorer les performances au décollage, en cas de panne d'un moteur.

Selon une autre caractéristique particulière à l'aéronef convertible 1 de l'invention, la voilure de t'aéronef 1 comporte, sensiblement dans le prolonge- ment de chaque aile 5, selon son envergure et à l'extérieur de la nacelle 6 correspondante, c'est-à-dire du côté opposé au fuselage 2, une portion externe de voilure 13, dont au moins une partie pivote autour d'un axe d'articulation Y-Y sensiblement transversal à t'aéronef 1, et de préférence contenu dans un plan perpendiculaire à I'axe longitudinal A-A de t'aéronef 1, c'est-à-dire dans un plan parallèle à I'axe de basculement X-X des rotors 9 avec au moins les parties avant 8 des nacelles 6 et les parties avant des transmissions.

Dans l'exemple des figures 1 à 3, chaque portion externe de voilure 13 est une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de I'axe d'articulation Y-Y. Chacune des deux parties d'aile externe 13, de forme en plan sensible- ment trapézoïdale (voir figure 3), et dont les bords d'attaque et de fuite rectili- gnes convergent l'un vers l'autre latéralement vers t'extérieur et sont raccordés par un petit saumon 14 d'extrémité, constitue une surface de commande et/ou de contrôle qui est orientable, et les pivotements de chacune autour de son axe d'articulation Y-Y sont commandés par un actionneur, tel qu'un vérin, piloté par un calculateur pouvant tre intégré aux calculateurs des commandes pilote.

Ces surfaces orientables 13 remplissent les fonctions d'ailerons pilotés et/ou de volets aérodynamiques actifs, situés aux extrémités des ailes 5, au-delà des nacelles 6, et constituent donc des élevons, pouvant fonctionner en gou- verne de profondeur comme en gouverne de gauchissement. L'axe

d'articulation Y-Y permet de contrôler l'incidence de chaque élevon 13, et son vérin de manoeuvre (non représenté) est asservi en déplacement et piloté en permanence par le calculateur pour commander le braquage de l'élevon 13.

Commandés comme des ailerons, les élevons 13 orientables, situés à l'extérieur des nacelles 6, permettent de contrôler t'aéronef 1 en roulis en mode avion, cette commande de roulis, qui demande une dynamique rapide, étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance, qui sont remplies par des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables montées le long des bords de fuite des ailes fixes 5, entre les nacelles 6 et le fuselage 2, et qui constituent des ailerons et/ou volets internes 15, en nombre réduit, pivotant autour d'axes d'articulation Y'-Y'également sensiblement transversaux par rapport au fuselage 2, par exemple deux ailerons et/ou volets 15 par aile 5 (voir figures 2 et 3).

II en résulte que ce nombre réduit de surfaces orientables internes 15 peut tre commandé par un nombre réduit d'actionneurs de dynamique lente, donc simples et économiques. De plus, la structure des surfaces orientables internes 15 peut tre simplifiée, et leur nombre peut mme tre réduit à une surface 15 par aile 5, la nécessité d'un braquage négatif (orientation vers le haut) disparaissant de mme que celle d'un braquage dissymétrique entre les deux ailes 5. Dans cette variante et dans ces conditions, une liaison mécanique entre les deux surfaces orientables 15 permet de couvrir simplement le risque d'un embarquement en roulis de t'aéronef 1 fié à un braquage dissymétrique des surfaces orientables 15, fonctionnant simplement comme des volets, mais pouvant également, d'une manière plus générale, fonctionner comme des ele- vons.

En plus du contrôle du roulis de t'aéronef 1 en mode avion, qui est se- condaire, les surfaces orientables externes 13 (ou élevons externes 13) sont utilisées de manière primordiale comme des volets aérodynamiques actifs pi- lotés automatiquement, pour faire du contrôle actif des vibrations, et en parti- culier des vibrations naturelles, propres aux rotors 9, générées en axe tournant, et des vibrations liées aux phénomènes dits « tail shake » et « whirl-flutter », ce dernier étant essentiellement une instabilité aéroélastique provenant du cou-

plage entre les rotors 9 et les ailes 5 à haute vitesse en mode avion. Ce contrôle actif, plus précisément décrit ci-dessous en référence aux figures 4 et 5, consiste à développer, comme schématiquement représenté sur la partie gauche de la figure 2, des forces aérodynamiques F2 sur les élevons 13 pour contrer les excitations F1 provoquées par les rotors 9 notamment, le vérin de manoeuvre de chaque élevon 13 pilotant en permanence et automatiquement les oscillations d'incidence de ce demier, génératrices d'efforts aérodynami- ques, en recevant les ordres du calculateur asservissant le vérin en déplace- ment et calculant ces ordres de commande à partir, par exemple, de signaux provenant de capteurs accélérométriques, de gyromètres, et de capteurs d'efforts situés en différents points du convertible tels que des points détermi- nés dans le fuselage 2 et/ou sur les rotors 9 et/ou sur les empennage (s) et dé- rive (s) 4. Chaque élevon externe 13 peut tre piloté en incidence autour de son axe d'articulation Y-Y, à l'encontre de moyens élastiques, qui rappellent l'élevon 13 en position neutre, en l'absence de sollicitation de la part du vérin de manoeuvre, ces moyens élastiques ayant en outre deux fonctions, qui sont de reprendre les efforts statiques de t'élevon 13, de façon à soulager le vérin de manoeuvre correspondant, et qu'en dynamique la raideur des moyens élas- tiques, couplée à l'inertie des pièces en mouvement (essentiellement l'élevon 13 et les pièces mobiles de son vérin de manoeuvre) créé un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance des pièces en mouvement étant ajustée sur la fréquence d'excitation, ce qui permet de réduire considérable- ment les efforts de commande et donc la taille du vérin de manoeuvre.

On réalise ainsi un système anti-vibratoire actif, auto-piloté et auto- adaptatif, basé sur l'injection d'efforts aérodynamiques supplémentaires, intro- duits par la commande des élevons externes 13, pour minimiser les vibrations dans toutes les parties non-pivotantes de t'aéronef 1 en particulier le fuselage 2, les empennage (s) et dérive (s) 4, les ailes fixes 5 et les parties arrière non pivotantes 7 des nacelles 6.

L'utilisation des élevons externes 13 en contrôle actif de vibrations per- met donc de réduire la raideur, et donc la masse, des ailes 5 pour une vitesse maximale donnée, et/ou d'augmenter cette vitesse maximale de l'aéronef 1.

Les élevons externes 13 permettent également, lorsqu'ils sont pilotés comme des volets, et en cas de panne des deux moteurs, de réduire les taux de descente de t'aéronef, en autorotation des deux rotors 9, en participant à la portance de l'aéronef 1 en mode avion, si les élevons 13 sont orientés dans le lit du vent.

Enfin, par leur présence sensiblement en bout des ailes 5, les élevons 13 augmentent I'allongement aérodynamique de la voilure, ce qui réduit la traî- née induite et améliore donc les performances en mode avion en montée, en croisière et en finesse (de sorte que le taux de descente est réduit en vol sans puissance).

Comme représenté sur la figure 2, les élevons externes 13 présentent un léger dièdre négatif (vers le bas), qui est accentué au niveau de leur sau- mon 14, donc dans le sens opposé du dièdre des ailes 5, pour compenser les éventuels effets de ce dièdre positif des ailes 5.

On comprend également que l'utilisation de nacelles 6 partiellement basculantes (à moteur et partie arrière de transmission logés dans la partie ar- rière fixe 7 de nacelle et rotor 9 basculant avec la partie avant de transmission et la partie avant 8 de la nacelle 6), permet une intégration structurale simple des élevons externes 13 sur les nacelles 6.

En variante, les élevons ou portions externes de voilure 13 peuvent pré- senter un dièdre nul (tre sensiblement horizontales) ou également un dièdre positif, sensiblement dans le prolongement de celui des ailes 5, mais de préfé- rence on donne à ces surfaces externes 13 de voilure un léger dièdre négatif (voir figure 2) donnant à la voilure principale l'aspect d'ailes de mouette.

Dans la variante schématique et partiellement représentée sur la figure 4, on retrouve chaque aile fixe 5'fixée en position haute et surélevée avec un dièdre positif sur la partie supérieure du fuselage 2, et dans cet exemple de forme en plan en trapèze rectangle avec un bord d'attaque 16 à flèche nulle et un bord de fuite 17 à flèche négative et équipé de deux élevons intemes 15, et qui supporte à son extrémité externe une nacelle 6, dont au moins la partie avant 8 bascule avec un rotor 9. Un élevon externe 13', de forme en plan en trapèze rectangle dont les bords d'attaque et de fuite prolongent sensiblement

ceux respectivement 16 et 17 de l'aile 5', est monté pivotant dans son ensem- ble, à t'extérieur de la nacelle 6 autour de son axe d'articulation Y-Y. Dans cette variante, I'axe d'articulation Y'-Y'des élevons intemes 15 est incliné sur le plan transversal à l'aéronef passant par I'axe d'articulation Y-Y de l'élevon ex- terne 13', alors que dans l'exemple des figures 1 à 3, les axes d'articulation Y'- Y'des élevons internes 15 et ceux Y-Y des élevons externes 13 sont dans des plans transversaux parallèles.

La figure 5 représente schématiquement la commande de l'orientation de chaque élevon externe 13'de la figure 4 autour de son axe d'articulation Y- Y. Pour réaliser un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les élevons externes 13', I'angle de braquage de chaque élevon externe 13'est piloté par un calculateur 18 recevant en 19 des signaux provenant d'accéléromètres, gy- romètres et de capteurs d'efforts disposés en des endroits déterminés notam- ment du fuselage 2, des rotors 9 et des empennage (s) et dérive (s) 4 de I'aéronef. Le calculateur 18 pilote un vérin d'excitation 20, qui est un vérin li- néaire, asservi en déplacement, dont le cylindre 21 prend appui sur un point fixe 22 de la partie arrière fixe 7, par exemple, de la nacelle 6 voisine, ou sur un point fixe 22 de l'aile 5', tandis que le piston et la tige 23 du vérin 20 entraînent un petit levier 24 solidaire de l'élevon 13', en rotation autour de I'axe d'articulation Y-Y, et à l'encontre d'un ressort 25 d'accords statique et dynami- que, sollicitant également le levier 24 par une extrémité et prenant appui par son autre extrémité sur un autre point fixe 26 de la structure de la nacelle 6 voisine ou de l'aile 5'. Les déplacements linéaires alternatifs de la tige de vérin 23, schématisés par une double flèche sous le vérin 20, sont ainsi transformés en rotations alternatives de l'élevon 13'autour de son axe d'articulation Y-Y, selon la double flèche courbe à f avant de cet élevon 13'sur la figure 5. Ainsi, le pilotage de I'angle de braquage de l'élevon externe 13', grâce au calculateur 18 et au vérin 20, permet de générer des forces aérodynamiques (telles que F2 sur la figure 2) dirigées contre les forces d'excitation des rotors 9 (telles que F1 sur la figure 2). On peut ainsi minimiser le niveau vibratoire dans le fuselage, les empennage (s) et dérive (s) et les ailes fixes de l'aéronef, en particulier en mode avion. Schématiquement, les excitations des rotors 9 sont contrées par

la portance sur les élevons externes 13'ou 13 des exemples des figures 1 à 4.

Comme indiqué ci-dessus, le ressort 25 reprend les efforts statiques de l'élevon 13'de façon à soulager le vérin 20, et, en dynamique, la raideur du ressort 25 couplée à l'inertie de l'ensemble en déplacement, comportant princi- palement l'élevon 13'avec son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 et le ressort 25, créé un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de ré- sonance de cet ensemble en déplacement étant ajustée sur la fréquence d'excitation du vérin 20, ce qui permet de réduire les efforts de commande déli- vrés par le vérin 20, et donc la puissance et l'encombrement de ce dernier.

II convient de noter que la commande du vérin 20 par le calculateur 18 de contrôle des vibrations est neutralisée pendant la commande du vérin 20 par les commandes pilotes, pour piloter l'élevon 13 ou 13'en gouverne de profondeur ou de gauchissement.

Ainsi, à titre d'exemple, un élevon externe tel que 13 ou 13', mais de forme en plan sensiblement rectangulaire, d'une corde de 0,56 m et d'une en- vergure de 0,25 m, et piloté avec une amplitude d'angle de braquage de 5°, suffit pour agir contre une force d'excitation de 1000 N, à la vitesse maximale de t'aéronef en mode avion d'environ 150 m/s, la masse estimée par élevon étant d'environ 2 kg.

Pour produire une bonne influence sur l'évolution du niveau vibratoire dû aux forces dynamiques, les élevons externes 13 ou 13'sont réalisés de sorte que leur centre de gravité soit en avant de leur centre de rotation, sur I'axe d'articulation Y-Y, le centre de rotation étant lui-mme positionné sur leur foyer aérodynamique, pour éviter les moments dûs à la force aérodynamique. Ceci permet de minimiser les efforts de pilotage.

Chaque portion externe de voilure, à t'extérieur des nacelles 6, peut ne pas tre totalement une surface orientable, mais peut au contraire, comme schématiquement représenté sur la figure 6, qui représente une variante de la figure 4, tre une portion externe de voilure 27 dont une partie avant, le long de son bord d'attaque, est une portion d'aile externe 28 fixe, à l'arrière de laquelle une partie orientable 29 est montée pivotante autour de l'axe d'articulation Y-Y, et constitue la surface de commande et/ou de contrôle orientable fonctionnant

comme un aileron et/ou comme un volet, et donc analogue à l'élevon 13 ou 13' des exemples précédents.

Dans les exemples des figures 1 à 3,4 et 6, les élevons externes 13, 13', 29, introduisent dans la structure fixe des nacelles 6 ou des ailes fixes 5 ou 5', des efforts tranchants et moments de flexion, mais pas ou peu de moments de torsion, lorsque leur axe d'articulation Y-Y passe sensiblement par le centre de torsion des ailes fixes 5 ou 5'.

En décalant I'axe d'articulation Y-Y des élevons 13,13', 29 vers I'avant ou l'arrière par rapport au centre de torsion des ailes fixes 5 ou 5', les élevons peuvent de plus introduire dans la structure des ailes 5 ou 5'des moments de torsion éventuellement nécessaires dans le cas de manifestation du phéno- mène de « whirl-flutter », et pour contrer ce phénomène.

Dans tous les exemples de réalisation, les élevons 13,13'et 29 sont donc auto-pilotés pour atténuer dans la structure du convertible des vibrations qui sont au moins des trois types précités, à savoir les vibrations résultant des phénomènes de « whirt flutter » et « tail shake » et les vibrations générées par les rotors en fonctionnement normal.

Concernant le phénomène de « whirt flutter », ou flottement gyroscopi- que, on comprend que, si l'un des rotors 9 du convertible est écarté de son plan de rotation, par exemple sous 1'effet d'une rafale de vent, de la rupture d'un élément d'aile modifiant les raideurs de l'aile, etc..., il se produit des va- riations parasites de l'angle d'incidence des pales de ce rotor 9, ce qui induit des forces aérodynamiques supplémentaires qui « excitent » ce rotor 9 et en- tretiennent le mouvement. L'aile fixe 5 ou 5'correspondante est alors défor- mée, ce qui peut à nouveau accentuer le déplacement du rotor 9 par rapport à son plan de rotation, et ainsi de suite, de sorte que si la raideur de l'aile 5 ou 5' n'est pas suffisante pour amortir ces mouvements et ramener l'ensemble en position d'équilibre, le phénomène diverge jusqu'à la rupture d'éléments mis en cause sur l'aile 5 ou 5'et/ou sur le rotor 9 correspondant.

En conséquence, le mouvement de l'aile 5 ou 5'est un mouvement glo- bal de flexion et torsion qui se traduit notamment par un déplacement vertical prépondérant de l'aile 5 ou 5'. Ce mouvement, et les vibrations qu'il engendre

sont précisément le mouvement et les vibrations que l'élevon 13,13'ou 27 doit atténuer puis annuler.

Ce phénomène d'instabilité correspond à une fréquence de l'ordre de 4 à 6 Hz environ.

Concernant le phénomène vibratoire dit « tail shake », il s'agit de vibra- tions des parties arrière 7 des nacelles 6 et de la partie arrière du fuselage 2 d'un aéronef convertible dont ces parties arrière sont excitées par le souffle des rotors 9, et ces vibrations se développent à des fréquences de quelques hertz et fréquemment proches de 4 Hz.

Concernant les vibrations générées par les rotors 9 en fonctionnement normal, ou vibrations naturelles, propres aux rotors 9, générées en axe tour- nant, on sait que ces vibrations sont de trois niveaux, à savoir en Kobs2 et en (Kb+1) Q, où b et S2 sont respectivement le nombre de pales et la fréquence de rotation de chaque rotor 9, et K est un nombre entier au moins égal à 1. Mais, quelle que soit la nature de l'excitation du rotor (en battement ou traînée) et quels que soient le niveau et la position (avec K = 1,2,3,4,...) de la fré- quence d'excitation, les excitations en repère fixe, en pompage, flexion, torsion, se produisent aux fréquences Kobs2.

En d'autres termes, en axe fixe, c'est-à-dire au niveau du fuselage 2 et des empennage (s) et dérive (s) 4 ainsi que des ailes fixes 5 ou 5'et des parties arrière fixe 7 des nacelles 6 du convertible, seules les vibrations en KbQ sont ressenties.

Comme les fréquences les plus désagréables pour l'Homme (donc pour l'équipage et les passagers) sont les plus basses, on se préoccupe prioritaire- ment au moins d'atténuer, et si possible d'annuler, les vibrations à la fréquence bQ, pour K=1, et en particulier à la fréquence 3Q lorsque chacun des deux ro- tors 9 du convertible est un rotor tripale. Compte tenu de la vitesse nominale de rotation de chaque rotor 9, de l'ordre de 400 tr/mn, Q est de l'ordre de 6 à 7 Hz, de sorte que les forces excitatrices à annuler sont à des fréquences de l'ordre de 18 à 21 Hz, soit environ 20 Hz, ce qui constitue une fréquence de pilotage relativement élevée.

Comme la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement de la figure 5, comprenant essentiellement l'élevon 13'et son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 ainsi que le ressort 25, est une fréquence f telle que où k est la raideur du ressort (25) et I est l'inertie de cet ensemble en déplacement, ce dernier est réalisé de sorte que sa fréquence de résonance f soit accordée par construction à la principale fréquence à amortir bQ, soit environ 20 Hz dans le cas de rotors 9 tripales.

Ainsi, le calculateur 18 commande le vérin 20 de sorte que sa fréquence d'excitation soit normalement ajustée sur bQ qui est égale à f. Ceci permet d'obtenir le déplacement de t'élevon 13,13'ou 29 avec un minimum d'efforts à fournir par le vérin 20. En effet, un système mécanique qui oscille à sa fré- quence de résonance nécessite un très faible apport d'énergie pour tre mis en mouvement. On peut donc utiliser un vérin 20 de petites dimensions, ce qui ré- pond au but recherché d'un gain de masse et de volume notamment.

L'élevon 13,13'ou 29 présente donc des dimensions limitées pour avoir une faible inertie, afin qu'il soit aisé de le déplacer à des fréquences de !'ordre de 20 Hz, ce qui nécessite un système à forte dynamique.

A titre d'exemple, un élevon de forme en plan rectangulaire, pour un aé- ronef convertible dont chacun des deux rotors 9 a un diamètre d'environ 9 à 10 m, avec une distance de 12 à 15 m entre les axes des deux rotors 9, est un élevon réalisé en fibres de carbone et d'une masse de 4 kg présentant une surface en plan de 0,25 m2 par exemple, d'une corde de 0,5 m et d'une enver- gure de 0,5 m, cet élevon étant calé avec une incidence moyenne de 5°.

On comprend que cette fonction de l'amortissement principal des vibra- tions en bQ ne peut absolument pas tre remplie par des volets internes (entre les nacelles 6 et le fuselage 2) ou par le basculement d'une partie d'aile in- terne, car, dans ces deux cas, l'inertie en rotation de ces éléments internes est très importante, en raison de leurs grandes dimensions, imposées notamment par la corde de l'aile et l'épaisseur de l'aile (proportionelle à la corde) à cet en- droit, de sorte qu'on ne peut pas atteindre des fréquences de pilotage suffi-

samment élevées. En particulier, la bande passante de volets internes est trop basse, puisque de l'ordre de 2 à 3 Hz seulement.

Revenant sur le système anti-vibratoire actif, auto-piloté et auto-adaptatif de la figure 5, ce système présente t'avantage que l'on profite d'une amplifia- tion dynamique de sorte que le pilotage de l'élevon 13'peut se faire avec des efforts de commande très faibles sur le vérin 20, I'ensemble en déplacement comprenant l'élevon 13'et son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 et le ressort 25, procurant déjà par lui-mme, lorsqu'il fonctionne en système méca- nique passif, une amplification importante, schématisée par la courbe en clo- che de la figure 7, qui représente l'évolution, en fonction de la fréquence f, du rapport e/dO de I'amplitude des mouvements au niveau de l'élevon 13'sur I'amplitude des excitations au niveau du vérin 20. Ce rapport d'amplification e/dO est maximum pour la fréquence de résonance de 1'ensemble en déplace- ment (13'-24-23-25) de la figure 5, dont la construction est telle que cette fré- quence propre est accordée sur la fréquence bQ. Le maximum d'efficacité est ainsi obtenu pour cette fréquence bQ. Ce rapport d'amplification, qui est de l'ordre de 4 par exemple au sommet de la courbe de la figure 7, est inférieur, mais néanmoins toujours supérieur à 1, pour la fréquence fts, de l'ordre de 4 Hz, à laquelle se produit le phénomène de « tail shake » ainsi que pour la fré- quence fWF, comprise sensiblement entre 4 à 6 Hz et par exemple de l'ordre de 5 Hz, avec laquelle se manifeste de phénomène de « whirl flutter ». On comprend que le système de la figure 5 ne peut contrer, avec une efficacité maximale, qu'une seule fréquence d'excitation à la fois, en l'occurrence la fré- quence bQ. Toutefois, bien que ce système soit construit pour atténuer avec la plus grande efficacité les vibrations à la fréquence bQ, les excitations qui se produisent à d'autres fréquences telles que fts et fWF, sont également atté- nuées, mais de façon moins efficace.

Cependant, pour atténuer et, éventuellement, supprimer les vibrations résultant des phénomènes de « whirt flutter » et « tail shake » lorsque les cap- teurs embarqués sur le convertible détectent la survenance de ces phénomè- nes, le calculateur 18 commande, transitoirement, la fréquence d'excitation du vérin 20 de sorte que cette fréquence n'est plus ajustée sur la fréquence nor-

male de fonctionnement à bQ, mais sur une fréquence d'environ 4 Hz à environ 6 Hz, en cas de « whirl flutter », ou sur une fréquence de l'ordre de 4 Hz en cas de « tail shake », le calculateur 18 ajustant ensuite à nouveau la fréquence d'excitation du vérin 20 sur la fréquence bQ dès que le phénomène de « whir) flutter » ou de « tail shake » a été suffisamment atténué, voire supprimé, ce que le calculateur 18 peut déterminer en fonction des informations reçues en 19 des capteurs embarqués.

De mme, lorsque la fréquence Q de rotation des rotors 9 varie, ce qui est également détecté par les capteurs d'efforts, accélérométriques et gyromé- triques embarqués, le calculateur 18 peut ajuster la fréquence d'excitation du vérin 20 pour I'adapter à la nouvelle fréquence bQ ainsi obtenue. Le calculateur 18 permet ainsi une adaptation aux variations, en général d'amplitude limitée, de la fréquence de rotation des rotors 9.

Les élevons 13,13', 29 sont ainsi commandés à une fréquence sensi- blement ajustée sur celles des phénomènes vibratoires à atténuer, voire sup- primer, par le calculateur 18 recevant des signaux 19, identifiant les régimes vibratoires, à partir des capteurs montés en différents points du convertible et sensibles aux efforts d'excitation appliqués en particulier au fuselage 2 à partir des deux ensembles rotor 9-élevon 13,13'ou 29 qui sont soumis aux diffé- rentes excitations aéroélastiques et vibratoires précitées. D'une manière gné- rale, les capteurs d'efforts, accélérométriques et gyrométriques renseignant le calculateur 18 peuvent tre disposés en n'importe quel point de t'aéronef convertible. Les deux élevons 13,13'ou 29 sont pilotés ensemble par le mme calculateur 18, jusqu'à obtenir une configuration qui rend minimum le niveau vibratoire mesuré.

La disposition des élevons 13,13'et 29 en bout d'aile, c'est-à-dire selon l'envergure à l'extérieur des nacelles 6 portées aux extrémités des ailes fixes 5 ou 5', apparaît optimale pour les raisons suivantes : -les excitations essentielles proviennent des rotors 9, ces derniers étant eux-mmes à l'extrémité des ailes fixes 5 ou 5', de sorte que ces excitations essentielles sont d'autant plus faciles à contrer que les résultantes de la por-

tance des élevons 13,13'ou 29 sont proches des forces excitatrices (donc pas de moment résultant sur les ailes 5 ou 5'), -la disposition des élevons 13,13'ou 29 à l'extérieur des nacelles 6 permet d'éviter des interactions défavorables sur les ailes 5 ou 5'elles-mmes ou avec les volets de pilotage 15 de ces ailes, alors que de telles interactions, notamment des interférences tourbillonnaires, seraient provoquées sur les vo- lets 15 par un élevon piloté à grande fréquence et disposé à l'intérieur des na- celles 6 (entre les nacelles 6 et le fuselage 2), -c'est au niveau de l'élevon 13,13'ou 29, à l'extérieur d'un ensemble aile fixe 5 ou 5'-nacelle 6, que la déformée modale de cet ensemble est la plus importante ; à effort constant, c'est donc à ce niveau que l'efficacité d'un sys- tème à élevon tel que 13'et ressort tel que 25 sur la figure 5 est maximale ; autrement dit, comme le travail des forces extérieures est égal au produit de l'effort par le déplacement (ou par une rotation), pour une variation angulaire, à effort constant, le maximum d'efficacité est obtenu en raison des flèches et/ou rotations dynamiques à l'extrémité externe des ensembles aile-nacelle.

On peut ainsi équiper les aéronefs convertibles de systèmes anti- vibratoires actifs et auto-adaptatifs, offrant des capacités d'adaptation optimale en vol en mode avion, quelles que soient les conditions de masse, de centrage, de dispersion de structure et de régime de rotation. En effet, à partir des si- gnaux provenant des capteurs d'accélération, gyromètres, et/ou d'efforts dans le fuselage 2 et sur les rotors 9, un ou plusieurs calculateurs tels que 18 éla- bore (nt) une commande pilotant des vérins tels que 20 qui manoeuvrent les élevons externes tels que 13,13'ou 29, qui génèrent des efforts aérodynami- ques destinés à contrer les vibrations. Les efforts délivrés par les élevons, ma- oeuvres par les vérins, sont ajustés en permanence en fonction du niveau vi- bratoire, de telle sorte que celui-ci soit minimal au sens d'un critère donné, par exemple un critère de moindre-carrés ou autre.

Bien entendu, l'invention présentée ci-dessus n'est pas limitée aux aé- ronefs convertibles à nacelles motrices articulées, comme décrit dans FR 99 03735 et FR 99 03956, mais s'applique également aux aéronefs conver- tibles à nacelles motrices totalement basculantes avec les rotors, comme décrit dans US-5,054,716.