Hélicoptère : système de rotor principal et fuselage

Fuselage

Le fuselage, le noyau externe de la cellule, est la section principale du corps d'un avion qui abrite la cabine qui contient l'équipage, les passagers et le fret. Les cabines d'hélicoptère ont une variété d'arrangements de sièges. La plupart ont le pilote assis sur le côté droit, bien qu'il y en ait certains avec le pilote assis sur le côté gauche ou au centre. Le fuselage abrite également le moteur, la transmission, l'avionique, les commandes de vol et le groupe motopropulseur.

Système de rotor principal

Le système de rotor est la partie rotative d'un hélicoptère qui génère de la portance. Le rotor se compose d'un mât, d'un moyeu et de pales de rotor. Le mât est un arbre métallique cylindrique creux qui s'étend vers le haut depuis et est entraîné et parfois soutenu par la transmission. Au sommet du mât se trouve le point d'attache des pales du rotor appelé moyeu. Les pales du rotor sont ensuite fixées au moyeu par un certain nombre de méthodes différentes. Les systèmes de rotor principal sont classés en fonction de la manière dont les pales du rotor principal sont fixées et se déplacent par rapport au moyeu du rotor principal. Il existe trois classifications de base : semi-rigide, rigide ou entièrement articulé. Certains systèmes de rotor modernes, tels que le système de rotor sans roulement, utilisent une combinaison technique de ces types.

Système de rotor semi-rigide

Un système de rotor semi-rigide est généralement composé de deux pales montées de manière rigide sur le moyeu du rotor principal. Le moyeu du rotor principal est libre de s'incliner par rapport à l'arbre du rotor principal sur ce que l'on appelle une charnière basculante ou battante. Cela permet aux lames de battre ensemble comme une unité. Lorsqu'une pale se relève, l'autre se replie. Puisqu'il n'y a pas de charnière de traînée verticale, les forces d'avance/retard sont absorbées et atténuées par la flexion de la lame. Le rotor semi-rigide est également capable de mettre en drapeau, ce qui signifie que l'angle de pas de la pale change. Ceci est rendu possible par la charnière à plumes.

Si le système de rotor semi-rigide est un rotor suspendu, le centre de gravité (CG) est en dessous de l'endroit où il est fixé au mât. Ce montage suspendu est conçu pour aligner le centre de masse de la pale avec une charnière de battement commune de sorte que les centres de masse des deux pales varient à égale distance du centre de rotation pendant le battement. La vitesse de rotation du système a tendance à changer, mais celle-ci est limitée par l'inertie du moteur et la souplesse du système d'entraînement. Seule une quantité modérée de raidissement au pied de pale est nécessaire pour gérer cette restriction. En termes simples, le sous-élingue élimine efficacement le déséquilibre géométrique.

Le système de rotor suspendu atténue les forces d'avance/retard en montant les pales légèrement plus bas que le plan de rotation habituel, de sorte que les forces d'avance/retard sont minimisées. Lorsque les pales sont coniques vers le haut, le centre de pression des pales est presque dans le même plan que le moyeu. Quelles que soient les contraintes restantes, pliez les lames pour la conformité.

Les hélicoptères équipés de rotors semi-rigides sont vulnérables à une condition connue sous le nom de cognement de mât qui peut provoquer le cisaillement des butées de volets du rotor contre le mât. La conception mécanique du système de rotor semi-rigide dicte que le battement vers le bas des pales doit avoir une certaine limite physique. Le cognement du mât est le résultat d'un battement excessif du rotor. Chaque conception de système de rotor a un angle de battement maximal. Si le battement dépasse la valeur de conception, la butée statique entrera en contact avec le mât. La butée statique est un composant du rotor principal fournissant un mouvement limité des fixations de sangle et une surface profilée entre le mât et le moyeu. C'est le contact violent entre la butée statique et le mât pendant le vol qui provoque l'endommagement ou la séparation du mât. Ce contact doit être évité à tout prix.

Le cognement du mât est directement lié à la quantité de battements du système de pales. En vol rectiligne et en palier, le battement des pales est minime, peut-être 2° dans les conditions de vol habituelles. Les angles de battement augmentent légèrement avec des vitesses d'avancement élevées, à faible régime du rotor, à des altitudes à haute densité, à des masses brutes élevées et en cas de turbulence. Manœuvrer l'avion en dérapage ou pendant un vol à basse vitesse à des positions extrêmes du CG peut induire des angles de battement plus grands.

Système de rotor rigide

Le système de rotor rigide est très réactif et n'est généralement pas sensible au cognement du mât comme les systèmes semi-rigides car les moyeux du rotor sont montés solidement sur le mât du rotor principal. Cela permet au rotor et au fuselage de se déplacer ensemble comme une seule entité et élimine une grande partie de l'oscillation habituellement présente dans les autres systèmes de rotor. D'autres avantages du rotor rigide comprennent une réduction du poids et de la traînée du moyeu du rotor et un bras battant plus grand, ce qui réduit considérablement les entrées de commande. Sans les charnières complexes, le système de rotor devient beaucoup plus fiable et plus facile à entretenir que les autres configurations de rotor. Un inconvénient de ce système est la qualité de conduite en air turbulent ou en rafales. Parce qu'il n'y a pas de charnières pour aider à absorber les charges plus importantes, les vibrations sont bien plus ressenties dans la cabine qu'avec d'autres conceptions de tête de rotor. 

Il existe plusieurs variantes des trois conceptions de tête de rotor de base. Le système de rotor sans roulement est étroitement lié au système de rotor articulé mais n'a pas de roulements ni de charnières. Cette conception s'appuie sur la structure des pales et du moyeu pour absorber les contraintes. La principale différence entre le système de rotor rigide et le système sans roulement est que le système sans roulement n'a pas de roulement de mise en drapeau - le matériau à l'intérieur de la manchette est tordu par l'action du bras de changement de pas. Presque tous les moyeux de rotor sans roulement sont fabriqués à partir de matériaux composites à base de fibres. Les différences de manipulation entre les types de système de rotor sont résumées dans la figure.

Système de rotor entièrement articulé

Les systèmes de rotor entièrement articulés permettent à chaque pale d'avancer/retarder (se déplacer d'avant en arrière dans le plan), de battre (se déplacer de haut en bas autour d'une charnière montée à l'intérieur) indépendamment des autres pales, et de plumer (tourner autour de l'axe de tangage pour changer de portance) . Chacun de ces mouvements de lame est lié aux autres. Les systèmes de rotor entièrement articulés se trouvent sur les hélicoptères avec plus de deux pales de rotor principal.

Lorsque le rotor tourne, chaque pale répond aux entrées du système de contrôle pour permettre le contrôle de l'avion. Le centre de portance sur l'ensemble du système de rotor se déplace en réponse à ces entrées pour effectuer le tangage, le roulis et le mouvement vers le haut. L'amplitude de cette force de portance est basée sur l'entrée collective, qui change de pas sur toutes les pales dans la même direction en même temps. L'emplacement de cette force de portance est basé sur les entrées de tangage et de roulis du pilote. Par conséquent, l'angle de mise en drapeau de chaque pale (proportionnel à sa propre force de levage) change lorsqu'elle tourne avec le rotor, d'où le nom de «contrôle cyclique».

Lorsque la portance d'une pale donnée augmente, elle a tendance à battre vers le haut. La charnière battante de la lame permet ce mouvement et est équilibrée par la force centrifuge du poids de la lame, qui tente de la maintenir dans le plan horizontal.

Dans tous les cas, un certain mouvement doit être pris en compte. La force centrifuge est nominalement constante ; cependant, la force de battement est affectée par la sévérité de la manœuvre (taux de montée, vitesse d'avancement, masse brute de l'avion). Au fur et à mesure que la lame bat, son CG change. Cela modifie le moment d'inertie local de la pale par rapport au système de rotor et il accélère ou ralentit par rapport au reste des pales et à l'ensemble du système de rotor. Ceci est pris en charge par la charnière avance / retard ou traînée, illustrée à la figure, et est plus facile à visualiser avec l'image classique du «patineur sur glace faisant une pirouette». Au fur et à mesure que la patineuse déplace ses bras, elle tourne plus vite car son inertie change mais son énergie totale reste constante (négliger la friction aux fins de cette explication). À l'inverse, à mesure que ses bras s'étendent, sa rotation ralentit. Ceci est également connu sous le nom de conservation du moment cinétique. Un amortisseur dans le plan modère généralement le mouvement d'avance/retard. 

En suivant une seule lame à travers une seule rotation commençant à une position neutre, à mesure que la charge augmente à cause de l'augmentation de la mise en drapeau, elle se relève et avance. Au fur et à mesure qu'il continue, il s'abaisse et recule. Au point de charge le plus bas, il se trouve à son angle de volet le plus bas et également à sa position de décalage la plus «arrière». Parce que le rotor est une grosse masse en rotation, il se comporte un peu comme un gyroscope. L'effet de ceci est qu'une entrée de commande est généralement réalisée sur le corps attaché à une position à 90° avant le déplacement de l'entrée de commande dans l'axe de rotation. Ceci est pris en compte par les concepteurs en plaçant l'entrée de commande sur le système de rotor de sorte qu'une entrée vers l'avant du manche de commande cyclique entraîne un mouvement nominal vers l'avant de l'avion. L'effet est rendu transparent pour le pilote.

Les anciennes conceptions de charnière reposaient sur des roulements métalliques conventionnels. Par géométrie de base, cela empêche un battement et une charnière d'avance/retard coïncidents et entraîne une maintenance récurrente. Les nouveaux systèmes de rotor utilisent des roulements en élastomère, des arrangements de caoutchouc et d'acier qui peuvent permettre un mouvement sur deux axes. En plus de résoudre certains des problèmes cinématiques mentionnés ci-dessus, ces roulements sont généralement en compression, peuvent être facilement inspectés et éliminent la maintenance associée aux roulements métalliques.

Les roulements en élastomère sont naturellement à sécurité intégrée et leur usure est progressive et visible. Le contact métal sur métal des roulements plus anciens et le besoin de lubrification sont éliminés dans cette conception. 

Rotor tandem

Les hélicoptères à rotor tandem (parfois appelés double rotor) ont deux grands rotors horizontaux; un système à double rotor, au lieu d'un ensemble principal, et un rotor de queue plus petit. Les hélicoptères à rotor unique ont besoin d'un système anti-couple pour neutraliser l'élan de torsion produit par le seul grand rotor. Les hélicoptères à rotor tandem, cependant, utilisent des rotors contrarotatifs, chacun annulant le couple de l'autre. Les pales de rotor contrarotatives ne se heurteront pas et ne se détruiront pas si elles fléchissent dans la voie de l'autre rotor. Cette configuration a aussi l'avantage de pouvoir supporter plus de poids avec des pales plus courtes, puisqu'il y a deux ensembles. De plus, toute la puissance des moteurs peut être utilisée pour la portance, alors qu'un hélicoptère à rotor unique utilise la puissance pour contrer le couple.

Rotors coaxiaux

Un système de rotor coaxial est une paire de rotors montés sur le même arbre mais tournant dans des directions opposées. Cette conception élimine le besoin d'un rotor de queue ou d'autres mécanismes anticouple, et puisque les pales tournent dans des directions opposées, les effets de dissymétrie de portance sont évités. Le principal inconvénient des rotors coaxiaux est la complexité mécanique accrue du système de rotor. De nombreux hélicoptères russes, tels que les Kaman Ka-31 et Ka-50, ainsi que le Sikorsky expérimental X2 utilisent une conception de rotor coaxial.

Rotors enchevêtrés

Un système de rotor enchevêtré est un ensemble de deux rotors tournant dans des directions opposées avec chaque mât de rotor monté sur l'hélicoptère avec un léger angle, de sorte que les pales s'engrènent sans entrer en collision. Cette conception élimine également le besoin d'un système anticouple, qui fournit plus de puissance moteur pour le levage. Cependant, aucun des rotors ne se soulève directement à la verticale, ce qui réduit l'efficacité de chaque rotor. Le Kaman HH-43, qui a été utilisé par l'USAF dans un rôle de lutte contre les incendies et le Kaman K-MAX sont des exemples de systèmes de rotor enchevêtrés.