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" Perfectionnements aux pales d'hélices ".
La présente invention est relative à des perfectionnements aux hélices et, plus particulièrement, aux hélices pour l'aéronautique.
Il est bien connu que, pour toute section d'aile d'une pale et tout rapport entre les vitesses d'avancement et de rotation, il existe pour chaque élément de la pale un angle d'attaque qui donne le rendement maximum. Une pale à pas fixe ne possède son maximum de rendement que pour une seule valeur du rapport entre la vitesse d'avancement et la vitesse de rotation. Dans les hélices à pas variable antérieures, on cherche à obtenir des rendements qui, en tous les points d'une large éohelle de valeurs du rapport entre la vitesse d'avancement et la vitesse périphé-
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rique, se rapprochent du rendement maximum qu'il est possible d'obtenir avec des hélices à pas fixe établies pour le maximum de rendement à chacune des valeurs de ladite échelle en changeant le pas de la pale d'hélice à pas variable, soit à la main, soit automatiquement.
Il est connu aussi que, dans le but d'obtenir la produotion maximum de force motrice d'une hélice, il faut que le pas et (ou) le diamètre soient réglés de façon à permettre au moteur de tourner au nombre de tours maximum possible sans excéder la limite de vitesse de sécurité du moteur. Par conséquent, pour une hélice donnée ayant un diamètre approximativement oorrect, il faut faire varier le pas par rapport à la vitesse d'a- vancement de façon à permettre un nombre de tours désiré du moteur.
Dans les hélices à pas fixe ordinaires, on choisit les formes d'ailes et les formes planes des pales qui ont le rendement maximum lorsque l'hélice travaille dans un groupe de conditions déterminées. Ces conditions peuvent être : a) 87 % de la puissance du moteur et vitesse de croisière; b) pleine puissance du moteur et vitesse de croisière; c) pleine puissance du moteur et vitesse la plus favorable à une ascension; eto..
Chacune de ces conditions correspond à une hélice géométrique prédéterminée qui possède un angle dont la tangente est le rapport de la vitesse d'avancement à la vitesse périphérique d'une certaine section de base située à une distance déterminée du centre de l'hélice. On voit par conséquent que, pour chaque régime de vol, il existe un angle d'hélice déterminé pour lequel une hélice à pas fixe peut être calculée de façon à absorber une puissanoe donnée et à posséder un rendement maximum pour ce régime, mais que, lorsque l'hélice à pas fixe travaille dans d'autres conditions, le rendement de cette hélice tombe
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nécessairement rapidement.
On a recours aux hélices à pas variable en vue de diminuer la perte de rendement qui se produit lorsque, en fonctionnement, on s'écarte du groupe de conditions ayant servi de base pour la construction de l'hélice. Toutefois, le rendement des hélices ordinaires à pas réglable ne peut pas être maintenu à sa valeur maximum, d'une part parce que la torsion de la pale ne peut être correcte que pour une hélice ( géométrique ) prédéterminée et, d'autre part, parce que le réglage du pas de la pale est déterminé par des moyens qui sont imparfaits s'ils dépendent soit du jugement du pilote, soit du fonctionnement de mécanismes complexes.
Les hélices à pas automatiquement variable couramment utilisées présentent en outre l'inconvénient de la complexité des mécanismes reliés entre eux, lesquels mécanismes comprennent ordinairement des régulateurs de vitesse servant à régler le nombre de tours du moteur, un 'servo-moteur servant à régler le pas des pales, des engrenages reliant les pales entre elles et une commande manuelle supplémentaire permettant de régler le pas de la pale à l'aide du servo-moteur, à volonté. La complexité des dispositifs est une des causes du prix élevé et du faible facteur de sécurité des avions modernes.
L'invention utilise les forces aérodynamiques et les forces centrifuges pour agir sur des pales pivotantes de telle manière qu'on obtienne automatiquement les valeurs désirées de l'angle d'attaque de la pale, par rapport à la trajectoire hélicoïdale de cette pale pendant le vol, et les nombres de tours désirés du moteur, en vue d'obtenir le maximum de rendement et le maximum de puissance pour toutes les conditions de travail.
Les angles d'attaque désirés sont ceux qui permettent au moteur de tourner à sa vitesse maximum admissible de façon qu' on puisse obtenir le maximum de puissanoe du moteur et, par conséquent, la poussée la plus grande possible, pour toutes
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les vitesses de l'avion allant de l'état statique jusqu'à et au delà de la vitesse maximum du vol en palier.
En vue de la réalisation de ces résultats, on choisit pour la pale des profils d'aile possédant des caractéristiques aérodynamiques appropriées, on place l'axe de pivotement de la pale dans une position oonvenable par rapport à la section d' aile, on donne à l'angle d'attaque de la pale la valeur la plus favorable au régime de vol pour lequel on désire que l'avion fonctionne avec le maximum d'efficacité et on distribue oonve- nablement les masses de la matière de la pale en secondant oette distribution, s'il y a lieu, à l'aide de contrepoids.
On peut obtenir tous moments désirés et tout taux de variation des moments, dans une pale rotative, en réglant convenablement les masses, tant en grandeur qu'en ce qui concerne leur position angulaire par rapport au plan de rotation et à l'axe du pas de la pale.
De même, en situant convenablement le profil d'aile de la pale par rapport à son axe de pas, on peut obtenir une grande éohelle de moments aérodynamiques et une grande échelle des taux de variation de ces moments.
Il est bien connu que l'application de oontrepoids oonvenables permet d'obtenir des moments oapables d'équilibrer la tendance des pales à la perte de pas sans provoquer des effets de vibration nuisibles comme résultat d'impulsions du moteur.
De même, il est possible d'utiliser l'effet de contrepoids des masses pour équilibrer les moments aérodynamiques d'une pale d'hélice d'une manière prédéterminée et telle que le pas varie de la manière désirée sur toute l'échelle des vitesses d'avancement de l'avion et celle des nombres de tours du moteur tout en évitant les effets nuisibles de la vibration du moteur sur l'hélice.
Un autre inconvénient des hélioes à pas variable des ap-
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pareils actuels est que le taux de variation du pas est limité à un degré tel que, dans le cas d'un arrêt du moteur, l'hélice agit immédiatement à la façon d'un frein ou d'un " moulin à vent et impose une charge préjudiciable à l'autre moteur ou aux autres moteurs en service déjà surchargés.
Un autre but de l'invention est par conséquent d'établir une hélice telle que, dans le cas où, pour une raison queloon- que, le moteur oesserait de l'entrainer, les pales se mettront à plat" c'est-à-dire qu'elles prendront un pas qui offira le minimum de freinage au mouvement de l'avion pendant le vol.
Selon la présente invention on construit une pale d'hélice destinée à une hélice à pas variable, dans laquelle la pale est pivotée et dans laquelle les moments aérodynamiques et centri- fuges agissant sur la pale coopèrent pour varier le pas de l'hé- lice, cette pale étant caractérisée par le fait que la distri- bution de ba masse par rapport au plan de rotation et à l'axe de pivotement de la pale est telle que les dits moments centri- fuges agissent dans un sens qui tend à augmenter le pas pour de faibles valeurs de 1- et dans un sens tendant à diminuer le nd pas pour de grandes valeurs de V/nd ( V représentant la vitesse nd d'avancement de la pale en mètres par seconde, n le taux de ro- tation du moteur en nombre de tours par seconde et d le diamè- tre en mètres de l'hélice déorite par l'élément de pale moyen ).
L'invention comprend aussi une hélice à pas réglable oom- portant une série de pales pivotantes telles que celle susmen- tionnée. Elle comprend en outre un moyeu d'hélice comprenant un organe d'entraînement et un organe entrainé et une liaison dtentrainement élastique entre ces deux organes, l'organe en- traîné étant oentré positivement de façon à être protégé contre tout déplacement radial par rapport à l'axe de rotation de 1' hélice, mais étant capable de pivoter autour d'un axe qui est perpendiculaire à l'axe de rotation de l'organe d'entraînement.
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Pour mieux faire comprendre l'invention et faciliter sa mise en pratique, on la décrira ci-après en se référant au dessin annexé sur lequel :
La figure 1 est une vue en plan d'une hélice établie conformément à l'invention et destinée à un avion.
La figure 2 est une vue de faoe de cette hélice.
La figure 3 représente, à plus grande échelle, la portion intérieure d'une pale d'hélice, munie d'un contrepoids servant à régler la distribution de masse, d'échelles à vernier destinées à être utilisées pour effectuer la mise en position précise du contrepoids en vue de régler la distribution de masse et d' échelles à vernier destinées à être utilisées pour effectuer la mise en position précise du contrepoids par rapport à la section d'aile de la pale.
La figure 4 est un diagramme représentant l'équilibrage d'un couple de poussée inégal par un couple résultant d'efforts centrifuges agissant sur les pales d'une hélice lorsque la poussée est telle qu'elle provoque la rotation de l'hélice hors de sa trajectoire.
La figure 5 est une vue de faoe de l'hélice et représente une demi-coupe du moyeu et des portions des pales avec coupe et arrachement partiels.
La figure 6 est une vue de dessous de l'hélice de la figure 5 et représente le moyeu et une partie d'une pale par une demi-coupe, aveo arrachement des pales.
La figure 7 est une vue en bout en regardant de la gauche vers la droite de la figure 6, la pale d'hélice la plus rapprochée de l'observateur étant supposée enlevée et l'aile de retenue partiellement brisée.
La figure 8 est une vue en bout de la portion interne de la pale dans deux positions de fonctionnement différentes.
La figure 9 est une représentation schématique du fono-
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tionnement d'une hélice à pas fixe.
La figure 10 est une représentation schématique du fonctionnement d'une hélice à pas variable comportant certains prinoipes inolus dans la réalisation de l'invention.
La figure 11 est une représentation schématique d'une pale d'hélice pivotante stable dans laquelle les masses sont convenablement distribuées et qui fonctionne selon un autre mode de réalisation de l'invention.
La figure 12 est un diagramme comparatif montrant les poussées relatives qu'il est possible d'obtenir avec les trois types d'hélice représentés par les figures 9, 10 et 11.
La figure 13 est un diagramme représentant les moments relatifs qui agissent sur des masses pivotantes et tournantes telles que des pales d'hélice pivotantes et leurs accessoires.
La figure 14 est un diagramme montrant les moments aéro- dynamiques d'un profil d'aile tel qu'un profil d'aile de pale d'hélice autour d'un point de base fixe, en relation avec les angles d'attaque dudit profil,
La figure 15, enfin, est un diagramme représentant à titre d'exemple la combinaison des diagrammes des figures 13 et 14 et faisant ressortir l'équilibre et la stabilité d'une pale d'hélice sous les angles d'attaque désirés, par rapport à l'angle hélicoïdal de la section moyenne de la pale et, par suite, par rapport à la vitesse d'avancements
LA PALE :
Sur le dessin, on a représenté une hélice comportant les caractéristiques de l'invention.
Comme le montrent les figures 1 et 2, cette hélice comprend deux pales pivotant librement et destinées à être actionnées par le villebrequin d'un moteur à combustion interne d'aéronef, par l'intermédiaire d'une transmission de commande appropriée et, de préférence, par l'intermédiaire d'une liaison élastique, d'une manière et pour les buts
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décrits plus en détail ci-après.
Les pales 10 ont la forme d'une aile en section sensiblement sur toute leur longueur et vont en s'amincissant vers un plan en allant de la corde maximum vers la racine 12, d'une part, et vers la pointe 14, d'autre part. La section d'aile de la pale est de préférence dérivée d'une aile qui possède une efficacité convenable et des caractéristiques aérodynamiques connues et qui, lorsqu'elle a été montée, assure la stabilité désirée.
Les pales peuvent être faites de toutes matières légères appropriées, telles que l'aluminium ou un alliage de magnésium forgés, chaque pale étant de préférence construite de telle sorte que la ligne reliant les centres de gravité des sections, c'est-à-dire l'axe de gravité G - G, soit sensiblement reotiligne et déportée graduellement dans deux directions par rapport à l'axe de pivotement P - F de la pale, la mesure dont le centre de gravité est ainsi déporté dans chaque direction dépendant de la valeur nécessaire pour réduire au minimum les efforts de flexion qui s'exercent sur la pale et pour amener la résultante de la réaction de la poussée et des forces oentrifuges agissant sur les paliers des pivots d'ancrage des pales, ou sur la partie entrant en prise aveo le moyeu, dans le régime de vol le plus fréquent et continu,
aussi près que possible du centre desdits paliers. L'axe de gravité est déporté vers l'avant, par rapport au plan de rotation de l'axe du pivot, de façon à éliminer sensiblement les efforts des moments de flexion dûs à la poussée. Cet axe est aussi déporté de façon que l'axe de pivotement de la pale soit décalé en arrière par rapport au sens de rotation de l'hélice, afin de supprimer à peu près complètement les efforts résultant des moments fléohissants dûs à la composante de la résistance de l'air opposée à la rotation de la pale.
Si cela est nécessaire, on peut
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modifier ce tracé déporté des centres de gravité pour établir entre les sections en forme d'aile et l'axe de pivotement la relation voulue pour obtenir les moments de masses et qérodynamiques désirés à l'aide de la section d'aile utilisée.
La suppression pratique des efforts de flexion tend à éviter la torsion et le fouettement indésirables de la pale qui interviennent lorsque l'hélice travaille à des vitesses élevées sous l'influence des impulsions de commande. Elle est aussi très favorable à une charge uniforme des paliers et à une grande durée de ceux-ci, outre qu'elle diminue la fatigue de la matière dont est faite la pale en prolongeant sa durée.
LA MASSE REGLABLE
Une hélice établie conformément à l'invention peut aussi exiger l'application de masses assujetties de façon réglable aux pales, de préférence à leurs portions de racine, comme on l'a représenté sur la figure 3. Le rôle de ces masses est double.
En premier lieu, elles servent à régler la distribution des masses de la pale pour engendrer par la force centrifuge le couple désiré destiné à coopérer avec les moments aérodynamiques de façon à régler le pas des pales comme il sera décrit ci-après avec plus de détail ; second lieu, leur rôle est de diminuer dans la plus grande mesure possible les forces d'inertie non équilibrées nettes qui, sous l'action des impulsions du moteur, donneraient naissance à des couples alternatifs tendant à faire osciller la pale autour de son axe de pivotement et à faire ainsi varier le pas et les valeurs de la poussée, ce qui nuirait à l'efficacité d'action et à la durée de la pale.
Il est bien connu qu'on peut neutraliser ou équilibrer et stabiliser la tendance à l'app;atissemen du pas en distribuant convenablement des masses de ce genre de façon à corriger l'équilibre dynamique de la pale. Si une pale d'hélice était oonstruite de façon que son axe de gravité soit situé dans le plan
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de rotation de son axe de pivotement, les impulsions du moteur ne provoqueraient pas de couples alternatifs mais, aussitôt qu'on ajoute une masse réglable, que ce soit à l'avant ou à l'arrière dudit plan de rotation, les couples alternatifs dûs aux impulsions susmentionnées du moteur font leur apparition.
Toutefois si, comme décrit plus haut, une pale d'hélice possède un axe de gravité qui est décalé en avant par rapport au plan de rotation, un état de déséquilibre dynamique se trouve créé, et l'on peut remédier en tout ou en partie à cet état en situant convenablement les masses réglables supplémentaires.
On verra, par les explications qui suivent, que ces masses réglables peuvent à volonté être placées à l'avant ou à l' arrière du plan de rotation. Toutefois, s'il existe un état de déséquilibre dynamique, il est préférable que ces masses soient situées sur celui des cotés du plan de rotation où leur effet est de diminuer ou de supprimer les couples dûs aux impulsions du moteur. Si le fait de placer une masse réglable de ce genre entièrement d'un même côté du plan de rotation a pour effet d' engendrer des couples dans le sens opposé, ceci montre qu'il conviendrait de diviser cette masse et de la distribuer des deux côtés dudit plan conformément à la figure 3.
On peut déterminer la valeur que doit posséder une masse de ce genre pour équilibrer les couples dûs aux impulsions en calculant les produits d'inertie de la pale de l'hélice par rapport à son axe de rotation et à l'axe de l'arbre de commande. Par exemple, si le centre de gravité d'une pale pesant 10 kg est situé à 0,75 m du centre de l'hélice, et si ce centre de gravité est situé à 0,025 m en avant du plan de rotation, le produit d'inertie sera approximativement 10 x 0,75 x 0,025 = 0,1875.
Si l'on envisage l'utilisation d'une masse réglable de 2,5 kg pour contrecarrer la tendance à la diminution du pas des pales ou (et) ses moments aérodynamiques, cette masse étant située à une distance de 0,25 m
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de l'axe de l'arbre de commando et à une distance de 0,15 m de l'axe de pivotement de la pale, on voit qu'elle donnera un pro- duit d'inertie de 2,5 x 0,25 x 0,15 =,0,0937 et que le fait de placer une telle masse du même côté du plan de rotation que la pale aggraverait grandement les couples d'inertie résultant des impulsions du moteur, alors que, si cette masse était placée de l'autre o8té du plan de rotation, la grandeur de ces cou- ples alternatifs serait diminuée de 50 %.
Comme on l'a repré- senté sur la figure 3, chacune des masses est composée de deux sections 11 qui sont fixées l'une à l'autre autour de la douil- le par des boulons 13 et qui sont protégées oontre l'action des forces oentrifuges agissant dans la direction de l'axe de pivo- tement des pales par des épaulements 15,
Les pales sont accouplées élastiquement à l'arbre 8 par un moyeu approprié, tel que celui représenté sur les figures 5 et 6.
EQUILIBRE DE POUSSEES INEGALES
En se référant à la figure 4, la neutralisation du couple occasionné par une poussée inégale des pales de l'hélice sera expliquée comme suit :
L'axe S - S représente l'axe de l'arbre de commande de l'hélice; t1 et t2 représentent la portion égale des poussées de l'air sur les pales 1 et 2, respectivement, laquelle portion est équilibrée par la force t exercée par l'arbre sur le moyeu ; t3 représente l'excès de poussée de l'air sur la pale 1, qui est transmis au moyeu par la pale et équilibré par une force t4 transmise de l'arbre de commande à l'hélice;t3 et t4 donnent un couple t3y agissant dans le sens dextrogyre, lequel couple provoque le déplacement angulaire de l'hélice par rapport au plan de rotation r - r.
Les forces centrifuges égales agissant sur les pales sont représentées par o. Ces forces engendrent ex un couple/qui agit dans le sens lévogyre et qui, par conséquent,
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est opposé au couple de poussée t3y Etant donné que, pour les petits déplacements des pales par rapport au plan de rotation, la liaison du moyeu n'offre pratiquement aucune résistance à ces déplacements, il découle des lois bien connues de la méca- nique que le déplacement est juste suffisant pour satisfaire à la condition d'équilibre représentée par l'équation t3y = cx, et que l'angle de déplacement ou d'inclinaison sera tg - lx .
2y Cet angle sera très petit pour tous les cas de faible inégali- té de la poussée parce que la valeur de c sera plusieurs oen- taines de fois celle de t3.
La présente hélice fonctionnera d'une façon régulière quelles que soient les inégalités de poussée entre les diverses pales, étant donné que des moyens ont été prévus pour équili- brer les moments de poussée inégaux des pales par des forces centrifuges équilibrées. Cependant, si l'on désirait obtenir une trajectoire correcte des pales, on pourrait supprimer toute inégalité de poussée en utilisant des moyens pour effectuer une différenciation entre les pales pendant qu'elles tournent à une vitesse élevée au sol ou en cours de vol et pour déterminer et corriger le degré existant d'inégalité de poussée desdites pa- les. Tout dispositif indicateur approprié peut être utilisé.
Par exemple, on peut munir l'une quelconque des pales, ou tou- tes, de marques d'identification, par exemple de marques de différentes couleurs, qui sont faciles à observer et grâce aux- quelles la ou-les pales particulières possédant le maximum de poussée peuvent être distinguées. Si l'on connaît celle ou cel- les des pales qui présentent la plus grande poussée, on pourra effectuer une correction en faisant varier le pas de la pale.
Comme on l'a représenté au sujet d'une pale pivotante, on effec- tue le réglage angulaire de la masse auxiliaire par rapport à une pale aveo une grande précision à l'aide d'une échelle à ver- nier telle que celle représentée sur la figure 3.
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FIXATION DES PALES PIVOTANTES :
Une pale qui pivote dans un moyeu en vue du réglage de son pas exige des paliers capables, non seulement de supporter la force centrifuge radiale de la pale, mais aussi un autre groupe de forces qui résultent de l'accélération angulaire de la pale par le moteur, ainsi que d'un troisième groupe de forces qui résultent de l'effet de volant de la pale lequel effet intervient lorsque la pale restitue de l'énergie au moteur par le moyeu. Pour réduire au minimum le frottement qui serait très grand dans le cas de coussinets lisses ordinaires, des roulements à billes 78 et 80 sont prévus pour chaque pale.
Ces roulements sont intercalés entre la butée 82 de la douille de retenue taraudée 74 et l'épaulement 84 formé dans le boîtier et entre un écrou de retenue extérieur 86 et un éorou de retenue Intérieur 88 qui servent à assujettir convenablement les pales dans leurs boîtiers.
La pale et la douille 74 ( figure 5 ) présentent une creusure en forme de segment 89 dont l'épaulement extrême 90 ( figure 8 ) entre en contact avec un des côtés d'une butée 92 ( figure 8 ) lorsque la pale est disposée suivant l'angle de pas désiré pour l'état statique. Dans la position de marche avec le moteur arrêté, l'épaulement extrême 91 de la creusure 89 est en contact avec le côté opposé de cette butée. Une butée analogue 92 est disposée de manière analogue dans l'autre boîtier de pale. Ces deux butées sont fixées au fond des boîtiers par des vis 96.
A la mise en marche du moteur, la force centrifuge de la pale peut être considérée comme faible et être négligée. Le rôle le plus important du montage des pales est alors de transmettre l'accélération de l'arbre du moteur à la pale par l'intermédiaire du moyeu. Comme la pale tend à rester en arrière, elle tend à s'incliner dans le moyeu, et les paliers sont dis-
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posés de façon à résister à la tendance de la pale à s'incliner avec des charges minima. Pendant le stade du fonctionnement pendant lequel la pale restitue de l'énergie au moteur, une action analogue a lieu, mais la pale a tendance à s'incliner en sens inverse dans le moyeu.
En fait, l'entraînement de l'hélice montée sur un moteur du type à explosion peut tre considéré comme consistant en une suite de pulsations pendant un stade desquelles le moteur entraine les pales et pendant l'autre stade desquelles les pales entraînent le moteur. Ces pulsations ont un effet nuisible sur les pièces accouplant le moyeu et la pale, et ces pièces doivent être établies de façon à résister aux forces alternatives de ces impulsions sans qu'il se produise de jeux et de chocs et sans que les efforts auxquels sont soumis les éléments dépassent des valeurs admissibles.
Lorsque le moteur fonotionne normalement, c'est-à-dire à une vitesse qui est habituellement oelle du vol normal, la force centrifuge devient la force prédominante qui agit sur l'accouplement entre la pale et le moyeu, étant donné que l'intensité de la force centrifuge devient plusieurs fois celle des forces d'impulsion et de recul. Ces dernières forces ont alors pour effet de soumettre la force centrifuge à des incréments positifs et négatifs sans inverser son sens d'action, de sorte qu'un élément de palier quelconque, tel que le roulement à billes extérieur de la construction représentée, prévu uniquement dans le but de résister aux impulsions de torsion qui interviennent aux faibles vitesses pendant la période d'accélération, n'a plus à supporter aucun effort lorsque l'hélice tourne à grande vitesse.
Une garniture de feutre 97 est prévue pour retenir le lubrifiant des roulements et en exclure les matières étrangères.
Cette garniture est maintenue en place par une rondelle 99, elle-même maintenue en place, malgré l'action de la foroe oen-
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trifuge, par des saillies de manoeuvre de l'anneau de retenue 86 du roulement extérieur. Les anneaux de retenue 86 sont verrouillés à l'aide de olavettes 100.
COMPARAISON DE TYPES D'HELICES :
Dans la oonstruotion des hélices de tous types destinés à l'aéronautique, il faut faire entrer en ligne de oompte les limitations et les exigences tant du moteur que de l'avion.
Pour pouvoir tirer du moteur toute la force motrice qu'il développe, il faut que ce dernier ait la possibilité de tourner au nombre de tours maximum admissible pour toutes les conditions de vol. La vitesse admissible est constante au cours d'une lon- gue période de temps ; que l'avion monte, ou pendant qu' il avance au maximum de vitesse, avec l'étrangleur des gaz complètement ouvert, il existe un taux de rotation déterminé qui est admissible et qui ne doit pas être dépassé. En fait, les limitations de ce genre sont déterminées par des règlements concernant la navigabilité de l'aéronef.
Toutefois, les moteurs d'avion ont la possibilité de dépasser le taux de rotation susmentionné pendant de courts intervalles de temps, à l'envol et au début d'une montée, en vue d'augmenter l'altitude qu'il est possible d'obtenir sur une distance d'envol donnée. Cette pratique augmente la sécurité du vol, pourvu que ce taux de rotation élevé ne soit pas maintenu pendant un temps suffisamment long pour provoquer l'échauffement exagéré du moteur.
Sur les figures 9, 10 et 11, le fonctionnement de trois différents types d'hélices a été représenté par des diagrammes établis par rapport à deux axes de ooordonnée à angle droit, l'axe vertioal V représentant les vitesses de l'hélice vers 1' avant ( déterminées par la vitesse d'air relative de l'avion propulsé hors du courant de glissement ) et l'axe horizontal, désigné par Ò nd représentant la vitesse périphérique de la section moyenne de la pale.
Sur ces trois figures les courbes
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désignées par r représentent le nombre de tours désiré du mo- teur, avec le papillon grand ouvert, en tous les points de 1' échelle entière des vitesses d'avancement, et l'on remarquera que ces courbes indiquent un nombre de tours constant du mo- teur, sauf pour les faibles valeurs de la vitesse d'avancement dans le cas desquelles un accroissement du nombre de tours est admissible, un accroissement correspondant de la vitesse péri- phérique de la section de pale moyenne ayant par conséquent été représenté.
En vue du fonctionnement le plus efficace, l'avion exige que, à toutes les vitesses d'avancement, l'hélice fournisse le maximum de poussée possible. Le fonctionnement de l'avion sera en outre amélioré si, lors d'un arrêt du moteur, l'hélice se place pendant le vol dans une position où elle n'offre que le minimum de résistance à l'avancement.
Dans l'explication qui suit, on a utilisé trois termes qui doivent être définis clairement.
Le premier de ces termes est " l'angle d'attaque " de la pale. On entend par là l'angle suivant lequel la section moyen- ne de la pale rencontre l'air à travers lequel elle passe.
Le second terme est " l'angle hélicoïdal " qui est l'an- gle de la trajectoire hélicoïdale suivie par la même section représentative ou moyenne de la pale par rapport au plan per- pendiculaire à l'axe de l'hélice ( géométrique ) qui coïncide avec l'axe de rotation de l'hélice. Cet angle est une fonction du nombre de tours du moteur et de la vitesse d'avancement.
Pour tout cas particulier, on peut le déterminer par la formule OCh = tg - 1 ( v ) dans laquelle v représente la vitesse Ònd d'avancement en mètres par seconde, n le nombre de tours du moteur par seconde, d le diamètre, en mètres, de l'hélice ( géo- métrique ) déorite par la seotion de pale moyenne et Ò la oon- stante 3,1416. L'angle hélicoïdal s'annule lorsqu'on fait tra-
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vailler l'hélice sur un avion immobilisé, à l'état dit " sta- tique ", cet angle devient égal à 90 lorsque l'hélice est im- mobile et que l'avion se meut, comme dans le vol moteur arrêté.
Le troisième terme est " le pas " qui est l'angle que fait la corde de la section de pale représentative avec le plan de rotation de l'hélice. Cet angle est égal à la somme de l'an- gle hélicoïdal et de l'angle d'attaque.
On se référera maintenant à la figure 9, qui représente le fonctionnement d'une hélice à pas fixe, la section de pale moyenne étant représentée avec un angle de pas constant. La com- paraison de cet angle avec les angles hélicoïdaux désignés par a, b, c, d, etc.. montre la variation de l'angle d'attaque par rapport à la vitesse d'avancement dans ce type d'hélice. On no- tera que, à l'état statique, l'angle d'attaque est positif et de grandeur considérable, alors que, à mesure que la vitesse d'avancement augmente progressivement, en donnant les angles hélicoïdaux représentés par les lignes b, c et d, l'angle d'at- taque diminue graduellement et devient nettement négatif en d.
Finalement, dans la position e représentant l'état d'un avion qui se meut avec un moteur arrêté, l'hélice possède un angle d'attaque fortement négatif qui provoque une grande résistance par l'air. L'effet de ces variations de l'angle d'attaque sur le nombre de tours du moteur sera expliqué ci-après.
Etant donné que l'avion est appelé à fonctionner d'une manière prédominante à une certaine vitesse de vol, les hélices à pas fixe sont calculées de façon qu'elles travaillent de la manière la plus efficace à ce régime de vol bien que ceci en- traîne une certaine perte de rendement à tous les autres régi- mes de vol. Sur la figure 9, l'état de construction oorrespon- dant à ce régime est représenté par la lettre o. La ligne r représente toutes les valeurs de Ònd par rapport aux vitesses d'avancement avec le papillon grand ouvert. Ces valeurs de Ònd
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sont proportionnelles aux vitesses de rotation de l'hélice, étant donné que le diamètre est constant et que Ò est égal à 3,1416.
Il est bien connu que, à l'état statique et aux faibles valeurs de la vitesse d'avancement, l'angle d'attaque des hélices à pas fixe est trop grand pour permettre aux moteurs de tourner à leur vitesse admissible, alors que, pour des vitesses supérieures à celles correspondant à l'état de construction, l'angle d'attaque est trop faible pour absorber la puissance entière du moteur sans dépasser la vitesse de rotation admissible, comme cela est démontré par ce diagramme, Par conséquent, avec les hélices à pas fixe on ne peut utiliser efficacement la pleine puissance du moteur qu'à une vitesse d'avancement déterminée et, par conséquent, la poussée obtenue à l'aide de ce type d'hélice à toutes les autres valeurs de la vitesse d'avancement n'est pas aussi grande qu'elle pourrait l'être.
On se référera maintenant à la figure 10, qui représente schématiquement le fonctionnement d'une hélice dont la pale est composée d'une aile à pivot stable et de masses distribuées de façon qu'elles ne donnent pas de moments centrifuges résultants.
Les forces aérodynamiques seules gouvernent l'angle d'attaque de la pale et, comme celle-ci est stable, son angle d'attaque conservera une valeur déterminée pour toutes les vitesses d'avancement. La pale variera automatiquement de pas de façon à conserver un angle d'attaque constant, quel que soit l'angle hélicoïdal de la section de pale moyenne.
Si une hélice de ce genre est construite de façon à absorber efficacement la puis- sance développée par un moteur avec le même groupe de conditions de travail, comme indiqué par la lettre o sur cette figure de même que sur la figure 9, cette hélice offrira une trop faible résistance à la rotation à l'état statique et dans les conditions de faible vitesse d'avanoement et permettra au moteur d' excéder le nombre de tours admissible, comme indiqué par la
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ligne f de la figure 10. Il sera par conséquent nécessaire d'étrangler les gaz du moteur comportant une telle hélice aux vitesses d'avancement inférieures, et il en résulte que la poussée dont on disposera pour l'accélération et l'envol sera moindre que dans le type de l'hélice à pas fixe.
Pour des valeurs de la vitesse d'avancement supérieures à oelles correspondant à l'état de construction, les angles d'attaque seront trop grands et empêoheront le moteur d'atteindre le nombre de tours admissible maximum, de sorte qu'on ne pourra pas tirer parti de toute la puissance développée et qu'on n'obtiendra pas une poussée maximum. Toutefois, pendant le vol, cette hélice n'atteindra jamais un état d'angle d'attaque négatif et continuera à exercer une poussée aux vitesses d'avancement très élevées.
La tendance de ce type d'hélice à une vitesse excessive aux faibles valeurs de la vitesse d'avancement peut être contrecarrée dans toute mesure désirée, et d'une façon déterminable à l'avance, en disposant convenablement les butées 92 des figures 5 à 8, de façon que le pas ne puisse pas être réduit audessous d'une valeur prédéterminée par les moments aérodynamiques. La même butée peut coopérer avec un évidement ménagé à la racine de la pale, comme indiqué en 89 sur la figure 8, pour .limiter l'angle de pas à toute valeur désirée pour la position de marche avec le moteur arrêté, afin d'empêcher l'hélice de faire tourner le moteur en arrière et de réduire au minimum la résistance à l'avancement.
Référant maintenant à la figure 11, dans laquelle le fonotionnement d'une hélice établie selon un autre mode de réalisation de l'invention a été représenté schématiquement, un état de fonctionnement est montré dans lequel la section moyenne de l'hélice possède des angles d'attaque qui permettent au moteur de tourner à la vitesse maximum admissible en tous les points de l'échelle des vitesses d'avancement, comme représenté par
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la ligne fr de cette figure.
On réalise cet état, comme il se- ra expliqué ci-après en détail, en combinant les moments d'une pale pivotante sensiblement stable ayant des caractéristiques aérodynamiques analogues à celles représentées par la figure 10 avec les moments centrifuges de masses convenablement dis- tribuées de la pale autour de son axe de pivotement et avec ceux de masses auxiliaires assujetties sur elle, si cela est nécessaire. La grandeur et la disposition de ces diverses mas- ses sont telles qu'on obtient des moments qui augmentent l'an- gle d'attaque pour la région de l'état statique et des faibles valeurs de la vitesse d'avancement et lui permettent de diminu- er pour les valeurs élevées de cette vitesse.
Ces moments de masses engendrés par la force centrifuge disparaissent lorsque le moteur cesse de tourner, et la pale pivotante se place dans la position de résistance minimum. On peut contribuer à assurer cette mise en position par l'application d'une butée appropriée, telle que celle précédemment décrite, qui limite la position angulaire de l'hélice à l'angle auquel la section d'aile offre le minimum de résistance à la vitesse d'avancement. Un disposi- tif auxiliaire de oonstruction bien connue, tel qu'une pale d'hélice ( non représentée ) peut aussi être prévu pour régler la position angulaire de résistance minimum de la pale et em- pêcher tout effet possible de rotation ou de moulin à vent.
Une autre butée peut aussi être utilisée pour limiter l'angle statique d'attaque/à toute valeur désirée.
La figure 12 est un diagramme dans lequel les caractéris- tiques de poussée relatives des trois types d'hélices décrits dans les figures 9, 10 et 11 sont représentées. Dans ce diagram- me, les ordonnées " t Il représentent la poussée qu'on peut ob- tenir par rapport à la vitesse d'avancement " v " portée en abscisses. La lettre o représente l'état de construction commun aux trois hélices. La courbe s représente la poussée obtenue
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aveo une hélice du type à pas fixe.
La courbe m représente la poussée qu'on peut obtenir avec une hélice oomportant une pale à montage pivotant stable dans laquelle les masses sont distribuées de telle sorte que les oouples dûs aux moments oentrifuges sont nuls ou approximativement nuls, ce qui maintient un angle d'attaque oonstant par rapport aux filets d'air relatifs.
La courbe i représente la poussée relative d'une hélice dont l'angle d'attaque est régi par des moments centrifuges en équilibre aveo des moments aérodynamiques. Il est évident que ce type d'hélice, qui permet le développement de la puissanoe maximum du moteur à toutes les valeurs de la vitesse d'avancement et dont les sections de pale sont maintenues sous des angles efficaces en tous les points de l'échelle des vitesses d'avancement, doit fournir le maximum de poussée dans toutes les oonditions compatibles avec les limitations du moteur.
ACTION DES FORCES DYNAMIQUES SUR LES PALES DE L'HELICE :
Il est bien connu, dans l'art de la construction des hélices, que les masses tournant autour d'un axe ont tendance à se placer aussi loin que possible de cet axe que le permettent leurs liaisons avec lui. Ceci est le résultat de l'action des forces centrifuges agissant sur ces masses dans une direction radiale. Il s'ensuit que des parties qui sont assemblées de façon pivotante à angle droit et qui interseotent l'axe de rotation engendrent des moments de torsion autour de l'axe de pivotement.
Ces moments sont proportionnels au carré de la distance normale qui sépare la pièce envisagée de l'axe de pivotement et sont fonotion de l'angle de déplacement, par rapport au plan de rotation, de la ligne normale reliant le centre de la masse de la pièce envisagée à l'axe de pivotement.
Cette fonction angulaire est le produit du sinus et du cosinus de l'angle que ladite ligne normale fait aveo le plan de rotation. Il y a lieu de noter que cette fonction se répète deux
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fois sur 360 , ce qui indique que, pour une pièce quelconque, il existe deux positions qui donnent des moments centrifuges identiques autour de l'axe de pivotement, l'une étant située en avant du plan de rotation, l'autre en arrière et diamétralement opposée à la première. La détermination des moments de torsion d'une pale d'hélice autour de son axe de pivotement s'effectue d'ordinaire d'avance en divisant la pale en éléments suffisamment petits et en intégrant les effets de torsion.
L'expression mathématique de cette intégration des moments de torsion est :
T = . dm w2 r2 oos oc sin oc dans laquelle T représente le moment de torsion de la pale en kilogrammètres, dm un petit élément de masse de la pale en unités de masse, r la distance normale du petit élément dm à l'axe de pivotement, w la vitesse angulaire de rotation de la pale autour de l'axe de rotation de l'hélice et oc l'angle que fait ladite distance normale avec le plan de rotation, le symbole "¼" indiquant qu'on effectue la sommation des effets de tous les éléments de la pale. On répète cette intégration avec la pale dans plusieurs positions par rapport au plan de rotation pour déterminer la valeur maximum qui indique la position angulaire du " contrepoids équivalent " de la pale par rapport à la section de pale moyenne.
Il est alors facile de déterminer le rayon d'action de ce contrepoids équivalent. On modifiera les propriétés de ce contrepoids équivalent à volonté et lorsque le besoin s'en fera sentir par l'addition de masses convenables placées à des distances et sous des orientations oonvenables, ces masses étant de préférence assujetties à la racine de la pale aussi près que possible du centre de rotation de 1' hélice. De préférence, on règle ces masses auxiliaires reliées à la pale de l'hélice de façon à permettre de régler l'angle d'attaque des pales.
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ACTION DES FORCES DTBANUQYES ET AERODYNAMIQUES SUR LES PALES D'HELICE:
Pour faire comprendre le principe de l'équilibre et de la stabilité de l'hélice oonformément à l'invention et la fa- çon d'établir cette hélice, on donnera la description qui suit en se référant aux figures 13, 14 et 15.
La figure 13 représente sohématiquement les moments de torsion qui interviennent quand on fait tourner des masses pivotantes hors du plan de rotation de l'axe de pivotement, ou de contrepoids équivalents, par rapport à l'angle que fait le rayon d'action, ou axe majeur, avec le plan de rotation, les moments de torsion t étant portés en ordonnées et les angles a en abscisses.
Les signes choisis conventionnellement sont " en haut Il et " + " pour les moments lévogyres des ordonnées et " à droite et " + " pour les angles lévogyres, en commençant avec l'horizontale correspondant à zéro pour les abscisses,, La valeur zéro afférente aux abscisses représente le cas où le contrepoids équivalent est situé dans le plan de rotation de l'hélice. Les courbes a, b et c représentent les moments de trois contrepoids de différentes valeurs à choisir, la différence des valeurs correspondant aux variations de masse, de longueur de rayon, de vitesse angulaire ou de toutes combinaisons de ces faoteurs. Le déplacement de 45 degrés dans le sens lévogyre et celui de 15 degrés dans le sens dextrogyre à partir de l'horizontale sont représentés comme suffisants pour l'explication qui suit.
Les courbes a et b peuvent être considérées comme représentant les moments de torsion d'un " contrepoids équivalent " donné pour deux vitesses de rotation différentes, et la courbe d qui relie le point e de la courbe b au point f de la courbe a est destinée à représenter les moments de torsion d'un certain contrepoids équivalent soumis à des vitesses de rotation
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qui varient graduellement/de la valeur pour laquelle est tracée la courbe b à une valeur inférieure pour laquelle est tracée la courbe a, pendant que le déplacement angulaire du rayon du contrepoids équivalent passe de - 20 degrés à - 12 degrés.
La variation du taux de rotation correspond au changement de taux qu'on désire dans une hélice entre l'état statique et le régime de grandes vitesses d'avancement, alors que la variation du déplacement angulaire correspond à la variation du pas désiré pour la pale. Si l'on désirait considérer uniquement une hélice établie pour une vitesse de rotation constante en tous les points de l'échelle de travail, une courbe unique telle que b suffirait et la courbe d serait inutile.
La figure 14 représente les moments de torsion aérodynamiques d'une pale d'hélice à pivotement stable représentée par la courbe g - g. Les moments sont portés en ordonnées de la même façon que dans la figure 13. L'axe des abscisses est suffisant pour montrer toutes les valeurs de l'angle d'attaque utilisées par une pale d'hélice dans toutes ses conditions de travail.
Il y a lieu de noter que les moments ainsi représentés donnent l'équilibre pour la valeur négative de l'angle dtatta- que au voisinage de - 4 degrés, alors que, dans l'échelle des angles d'attaque positifs, les moments aérodynamiques indiquent la tendance de la section d'aile à réduire son angle d'attaque à la valeur d'équilibre qui vient d'être mentionnée, c'est-àdire l'angle d'attaque auquel la pale offre le minimum de résistance à l'air lorsque le moteur est arrêté. Sur la courbe g - g on a indiqué les points particuliers h et s qui aorres- pondent aux angles d'attaque de 2 et 14 degrés, qui représentent les angles auxquels la section moyenne ou de base de la pale doit travailler aux vitesses élevées et à l'état statique, respectivement.
Ces angles dattaque ont préalablement été déterminés par les méthodes habituelles de construction des hé-
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lices comme étant ceux qui absorbent la puissance du moteur, à la vitesse de rotation désirée, aveo le diamètre d'hélice choisi.
La figure 15 représente la combinaison des moments aérodynamiques et centrifuges qui équilibrent et stabilisent la pale au pas désira en tous les points de l'échelle des vitesses d'avancement et aux vitesses de rotation désirées. Sur cette figure, les axes de coordonnées, les conventions de signes et la courbe g - g sont les mêmes que dans la figure 14, mais, sur la figure 15, on a ajouté au-dessus de chacun des points h et deux courtes portions de courbe, les deux courbes supérieures i - jet m - n représentant des moments de @ contrepoids équivalent " tirés directement de la courbe d de la figure 13 et couvrant une zone de variation de pas de 2 degrés autour des points s et h, respectivement.
Les portions de courbe k - k et 1 - 1 représentent les moments combinés de contrepoids et aérodynamiques obtenus par l'addition géométrique des portions i j et m - n à la courbe g - g.
On supposera maintenant qu'une hélice munie de pales pivotantes établies conformément à l'invention possède une seotion de pale moyenne à une distanoe de 1,05 m. du centre et des moments de contrepoids et aérodynamiques équivalents, comme on l'a représenté sur les figures 13 et 14, On supposera en outre qu'on désire faire travailler l'hélice à un état statique à une vitesse de rotation de 2200 tours par minute et aveo un angle d'attaque de 14 degrés pour la section moyenne, et qu'on désire faire tourner la même hélice à 2000 tours par minute avec un angle d'attaque de 2 degrés lorsque la vitesse dtavan- cement est de 90 mètres par seconde et que l'angle hélicoïdal est de 20 degrés.
A l'état statique, auquel cas l'angle d'hélice est 0 , le pas doit être de 14 et, au régime d'avancement de 90 mètres par seconde, l'angle hélicoïdal est de 20 degrés
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et le pas doit être de 22 degrés.
Les courbes a et b ont déjà été choisies avec le rapport convenable des ordonnées pour représenter les moments de torsion d'un contrepoids équivalent donné à 2000 et 2200 tours par minute, respectivement. Comme le rapport des carrés des vitesses de rotation des pales est 0,84, les ordonnées de la courbe a sont dans ce rapport avec celles de la courbe b. Les pentes des courbes a et b ont en outre été choisies telles que leurs hauteurs e et f correspondent à un déplacement angulaire de 8 degrés, égal à la variation de pas désiré. Les points e et f de la figure 13 sont transférés à la figure 15 au-dessus des angles d'attaque correspondant respeotivement à l'état statique et aux vitesses élevées. On voit par suite que les moments sont en équilibre aux deux régimes, c'est-à-dire que moment f = moment h et moment e = moment s.
La stabilité aux deux régimes est démontrée comme suit. Si l'on considère le point n de la figure 15, on supposera que quelque cause extérieure diminue momentanément l'angle d'attaque de la pale d'un degré, cet angle étant ainsi réduit à un degré. Avec le nez de l'aile tourné vers la droite, comme il a été convenu par les signes, ceci est une rotation dextrogyre, qui augmente de - 12 à - 13 degrés l' écart du contrepoids équivalent et qui, par conséquent, fait que le moment représenté par le point f s'élève à la valeur représentée par le point m. On supposera maintenant qu'il s'effectue une perturbation de même amplitude en sens inverse. Le même procédé montre que le moment représenté par f tombe à la valeur correspondant à 11 degrés sur la figure 13 et au point n de la figure 15.
Si l'on combine maintenant la courbe m - f - n aveo la portion de la courbe des moments aérodynamiques situés immédiatement au-dessous, on obtient une portion de courbe k - k qui possède une pente indiquant une forte stabilité, Une méthode de combinaison semblable effectuée d'avance au point représentant
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l'état statique donne la portion de courbe 1-1, qui indique aussi une forte stabilité positive. De la même manière, on peut montrer que, pour tout angle d'attaque compris entre 2 et 14 degrés, la pale de l'hélice est stable, si la vitesse de 1' avion et la position du papillon ont été stabilisées.
Lorsque les valeurs requises du " oontrepois équivalent " et sa position ont été déterminées, il faut donner cette valeur à la pale, dans la pratique, à l'aide de l'un quelconque des dispositifs mentionnés précédemment, tels que l'application de masses supplémentaires réglables, de variations de l'inclinaison de l'axe de gravité ou de variations de la distribution des masses de la pale elle-même.
La courbe g - g des moments aérodynamiques peut intersec- ter l'axe des abscisses en tout point donné autre que - 4 degrés et peut avoir toute autre inclinaison. D'une façon oorres- pondante, les points e et f peuvent être amenés à des points correspondant à des valeurs positives de la rotation angulaire par rapport au plan de rotation de la figure 13, et l'hélice fonctionnera d'une façon satisfaisante, pourvu que les effets combinés des moments aérodynamiques et des moments des forces centrifuges assurent la stabilité.
Il est bien entendu que l'invention ne doit pas être considérée comme limitée aux dispositifs et aux applications décrits et représentés étant donné qutelle est susceptible de recevoir d'autres modes de réalisation et un grand nombre de modifications sans s'écarter de son esprit.
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"Improvements to propeller blades".
The present invention relates to improvements to propellers and, more particularly, to propellers for aeronautics.
It is well known that, for any wing section of a blade and any ratio between the forward and rotational speeds, there exists for each element of the blade an angle of attack which gives the maximum efficiency. A fixed-pitch blade only has its maximum efficiency for a single value of the ratio between the forward speed and the speed of rotation. In previous variable-pitch propellers, we seek to obtain efficiencies which, at all points of a wide range of values of the ratio between the forward speed and the peripheral speed.
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rique, approach the maximum efficiency that it is possible to obtain with fixed-pitch propellers established for maximum efficiency at each of the values of said scale by changing the pitch of the variable-pitch propeller blade, i.e. by hand, or automatically.
It is also known that, in order to obtain the maximum production of driving force from a propeller, the pitch and (or) the diameter must be adjusted so as to allow the engine to turn at the maximum possible number of revolutions. without exceeding the motor's safe speed limit. Therefore, for a given propeller having an approximately correct diameter, the pitch must be varied with respect to the forward speed in order to allow a desired number of revolutions of the engine.
In ordinary fixed-pitch propellers, one chooses the wing shapes and the plane shapes of the blades which have the maximum efficiency when the propeller is operating under a set of specified conditions. These conditions can be: a) 87% of engine power and cruising speed; b) full engine power and cruising speed; c) full engine power and the most favorable speed for climbing; eto ..
Each of these conditions corresponds to a predetermined geometric helix which has an angle whose tangent is the ratio of the forward speed to the peripheral speed of a certain base section located at a determined distance from the center of the helix. It can therefore be seen that, for each flight regime, there is a determined helix angle for which a fixed-pitch propeller can be calculated so as to absorb a given power and to have a maximum efficiency for this regime, but that, when the fixed pitch propeller works under other conditions, the efficiency of that propeller drops
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necessarily quickly.
Variable-pitch propellers are used to reduce the loss of efficiency that occurs when, in operation, one deviates from the group of conditions that served as the basis for the construction of the propeller. However, the efficiency of ordinary adjustable pitch propellers cannot be maintained at its maximum value, on the one hand because the torsion of the blade can only be correct for a predetermined (geometric) propeller and, on the other hand, because the adjustment of the pitch of the blade is determined by means which are imperfect if they depend either on the pilot's judgment or on the operation of complex mechanisms.
The commonly used automatically variable pitch propellers have the further disadvantage of the complexity of the interconnected mechanisms, which mechanisms usually include speed governors for adjusting the number of revolutions of the motor, a servo motor for adjusting the speed. pitch of the blades, gears connecting the blades together and an additional manual control allowing to adjust the pitch of the blade with the help of the servo motor, at will. The complexity of the devices is one of the causes of the high price and low safety factor of modern aircraft.
The invention uses aerodynamic forces and centrifugal forces to act on pivoting blades in such a way that the desired values of the blade's angle of attack are automatically obtained, with respect to the helical path of this blade during the flight, and the desired number of revolutions of the engine, in order to obtain maximum efficiency and maximum power for all working conditions.
The desired angles of attack are those which allow the engine to run at its maximum allowable speed so that the maximum engine power can be obtained and, therefore, the greatest possible thrust, for all.
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the speeds of the airplane ranging from the static state up to and beyond the maximum speed of level flight.
In order to achieve these results, wing profiles having suitable aerodynamic characteristics are chosen for the blade, the pivot axis of the blade is placed in an appropriate position with respect to the wing section, given at the angle of attack of the blade, the value most favorable to the flight regime for which it is desired that the airplane operate with the maximum efficiency and the masses of the material of the blade are regularly distributed by assisting This distribution, if necessary, using counterweights.
Any desired moments and any rate of variation of the moments can be obtained in a rotary blade, by suitably adjusting the masses, both in magnitude and in terms of their angular position with respect to the plane of rotation and the pitch axis. of the blade.
Likewise, by suitably locating the wing profile of the blade relative to its pitch axis, it is possible to obtain a large scale of aerodynamic moments and a large scale of the rates of variation of these moments.
It is well known that the application of suitable counterweights allows to obtain moments capable of balancing the tendency of the blades to lose pitch without causing harmful vibration effects as a result of motor pulses.
Likewise, it is possible to use the counterweight effect of the masses to balance the aerodynamic moments of a propeller blade in a predetermined manner and such that the pitch varies as desired over the entire speed scale. progress of the airplane and that of the numbers of engine revolutions while avoiding the harmful effects of engine vibration on the propeller.
Another drawback of variable-pitch helios of devices
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current is that the rate of change of pitch is limited to such an extent that, in the event of an engine shutdown, the propeller immediately acts as a brake or a "windmill and imposes a load prejudicial to the other motor or to other motors in service which are already overloaded.
Another object of the invention is therefore to establish a propeller such that, in the event that, for some reason, the engine should fail to drive it, the blades will fall flat "that is to say - to say that they will take a step which will offer the minimum of braking to the movement of the plane during the flight.
According to the present invention, a propeller blade intended for a variable pitch propeller is constructed, in which the blade is pivoted and in which the aerodynamic and centrifugal moments acting on the blade cooperate to vary the pitch of the propeller. , this blade being characterized by the fact that the distribution of ba mass with respect to the plane of rotation and to the pivot axis of the blade is such that the said centri- fugal moments act in a direction which tends to increase the step for low values of 1- and in a direction tending to decrease the nd step for large values of V / nd (V representing the speed nd of advance of the blade in meters per second, n the rate of rotation of the engine in number of revolutions per second and d the diameter in meters of the propeller deoritated by the average blade element).
The invention also comprises an adjustable pitch propeller having a series of pivoting blades such as the one mentioned above. It further comprises a propeller hub comprising a drive member and a driven member and an elastic drive link between these two members, the driven member being positively entered so as to be protected against any radial displacement with respect to it. the axis of rotation of the propeller, but being capable of pivoting about an axis which is perpendicular to the axis of rotation of the drive member.
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To make the invention easier to understand and to facilitate its implementation, it will be described below with reference to the appended drawing in which:
Figure 1 is a plan view of a propeller constructed in accordance with the invention and intended for an aircraft.
Figure 2 is a faoe view of this propeller.
Figure 3 shows, on a larger scale, the inner portion of a propeller blade, provided with a counterweight serving to adjust the mass distribution, with vernier scales intended to be used to achieve precise positioning. counterweight to adjust the mass distribution and vernier scales for use in effecting precise positioning of the counterweight relative to the wing section of the blade.
Figure 4 is a diagram showing the balancing of an unequal thrust torque by a torque resulting from centrifugal forces acting on the blades of a propeller when the thrust is such as to cause the propeller to rotate out of range. its trajectory.
Figure 5 is a faoe view of the propeller and shows a half-section of the hub and portions of the blades with partial cut and cut away.
Figure 6 is a bottom view of the propeller of Figure 5 and shows the hub and part of a blade in a half-section, with the blades cut away.
Figure 7 is an end view looking from left to right of Figure 6 with the propeller blade closest to the observer assumed to be removed and the retaining wing partially broken.
Figure 8 is an end view of the inner portion of the blade in two different operating positions.
Figure 9 is a schematic representation of the fono-
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operation of a fixed-pitch propeller.
FIG. 10 is a schematic representation of the operation of a variable-pitch propeller comprising certain principles which are unknown in the embodiment of the invention.
Figure 11 is a schematic representation of a stable pivoting propeller blade in which the masses are suitably distributed and which operates according to another embodiment of the invention.
Figure 12 is a comparative diagram showing the relative thrusts that can be obtained with the three types of propeller shown in Figures 9, 10 and 11.
Fig. 13 is a diagram showing the relative moments acting on pivoting and rotating masses such as pivoting propeller blades and their accessories.
FIG. 14 is a diagram showing the aero-dynamic moments of a wing profile such as a propeller blade wing profile around a fixed base point, in relation to the angles of attack of said airfoil. profile,
FIG. 15, finally, is a diagram showing by way of example the combination of the diagrams of FIGS. 13 and 14 and showing the balance and the stability of a propeller blade at the desired angles of attack, with respect to at the helical angle of the mean section of the blade and, consequently, with respect to the forward speed
THE BLADE:
In the drawing, there is shown a propeller comprising the characteristics of the invention.
As shown in Figures 1 and 2, this propeller comprises two freely pivoting blades and intended to be actuated by the crankshaft of an aircraft internal combustion engine, by means of a suitable control transmission and, preferably , through an elastic connection, in a manner and for the purposes
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described in more detail below.
The blades 10 have the shape of a wing in section substantially over their entire length and tapering towards a plane going from the maximum chord towards the root 12, on the one hand, and towards the tip 14, of somewhere else. The wing section of the blade is preferably derived from a wing which has suitable efficiency and known aerodynamic characteristics and which, when mounted, provides the desired stability.
The blades can be made of any suitable lightweight materials, such as forged aluminum or a magnesium alloy, each blade preferably being constructed such that the line connecting the centers of gravity of the sections, i.e. the axis of gravity G - G, i.e. substantially reotilinear and gradually offset in two directions with respect to the pivot axis P - F of the blade, the measurement of which the center of gravity is thus offset in each direction depending on the value necessary to reduce to a minimum the bending forces exerted on the blade and to bring about the resultant of the reaction of the thrust and the centrifugal forces acting on the bearings of the blade anchoring pivots, or on the part entering into engagement with the hub, in the most frequent and continuous flight regime,
as close as possible to the center of said bearings. The axis of gravity is offset forwards, relative to the plane of rotation of the axis of the pivot, so as to substantially eliminate the forces of bending moments due to the thrust. This axis is also offset so that the pivot axis of the blade is offset backwards with respect to the direction of rotation of the propeller, in order to almost completely eliminate the forces resulting from bending moments due to the component of the air resistance opposed to the rotation of the blade.
If necessary, we can
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modify this offset plot of the centers of gravity to establish between the wing-shaped sections and the pivot axis the desired relationship to obtain the desired mass and aerodynamic moments using the wing section used.
The practical elimination of bending forces tends to avoid the undesirable twisting and whipping of the blade which occurs when the propeller is operated at high speeds under the influence of the control pulses. It is also very favorable to a uniform load of the bearings and to a long duration of the latter, in addition to reducing the fatigue of the material from which the blade is made by extending its duration.
THE ADJUSTABLE MASS
A propeller constructed in accordance with the invention may also require the application of masses adjustable in an adjustable manner to the blades, preferably to their root portions, as shown in FIG. 3. The role of these masses is twofold.
In the first place, they serve to adjust the distribution of the masses of the blade to generate by the centrifugal force the desired torque intended to cooperate with the aerodynamic moments so as to adjust the pitch of the blades as will be described below in more detail. ; second, their role is to reduce to the greatest possible extent the net unbalanced inertial forces which, under the action of the impulses of the motor, would give rise to alternating torques tending to cause the blade to oscillate around its axis of pivoting and thus vary the pitch and the thrust values, which would be detrimental to the efficiency of action and to the duration of the blade.
It is well known that one can neutralize or balance and stabilize the tendency to app; atissemen of the pitch by suitably distributing masses of this kind so as to correct the dynamic balance of the blade. If a propeller blade were constructed so that its axis of gravity lies in the plane
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of rotation of its pivot axis, the motor impulses would not cause alternating torques but, as soon as an adjustable mass is added, either to the front or to the rear of said plane of rotation, the alternating torques due to the aforementioned motor impulses make their appearance.
However, if, as described above, a propeller blade has an axis of gravity which is offset forward with respect to the plane of rotation, a state of dynamic imbalance is created, and it is possible to remedy all or part of it. in this state by properly locating the additional adjustable masses.
It will be seen, from the explanations which follow, that these adjustable masses can be placed at will at the front or at the rear of the plane of rotation. However, if there is a state of dynamic imbalance, it is preferable that these masses are located on that of the sides of the plane of rotation where their effect is to reduce or eliminate the torques due to the impulses of the motor. If the fact of placing an adjustable mass of this kind entirely on the same side of the plane of rotation has the effect of generating torques in the opposite direction, this shows that it would be advisable to divide this mass and to distribute it both. sides of said plane according to figure 3.
We can determine the value that must have a mass of this kind to balance the torques due to the impulses by calculating the products of inertia of the propeller blade with respect to its axis of rotation and to the axis of the shaft. control. For example, if the center of gravity of a blade weighing 10 kg is located 0.75 m from the center of the propeller, and if this center of gravity is located 0.025 m in front of the plane of rotation, the product d The inertia will be approximately 10 x 0.75 x 0.025 = 0.1875.
If one considers the use of an adjustable mass of 2.5 kg to counteract the tendency to decrease the pitch of the blades or (and) its aerodynamic moments, this mass being located at a distance of 0.25 m
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from the axis of the commando shaft and at a distance of 0.15 m from the pivot axis of the blade, it can be seen that it will give an inertia product of 2.5 x 0.25 x 0.15 = .0.0937 and that placing such a mass on the same side of the plane of rotation as the blade would greatly worsen the moments of inertia resulting from the impulses of the motor, whereas, if this mass were placed at the other side of the plane of rotation, the magnitude of these reciprocating couples would be reduced by 50%.
As shown in figure 3, each of the masses is made up of two sections 11 which are fixed to each other around the bushing by bolts 13 and which are protected against the action. oentrifugal forces acting in the direction of the axis of pivoting of the blades via shoulders 15,
The blades are elastically coupled to the shaft 8 by a suitable hub, such as that shown in Figures 5 and 6.
UNEQUAL THRUST BALANCE
Referring to figure 4, the neutralization of the torque caused by unequal thrust of the propeller blades will be explained as follows:
The S - S axis represents the axis of the propeller control shaft; t1 and t2 represent the equal portion of the thrusts of air on the blades 1 and 2, respectively, which portion is balanced by the force t exerted by the shaft on the hub; t3 represents the excess air thrust on the blade 1, which is transmitted to the hub by the blade and balanced by a force t4 transmitted from the control shaft to the propeller; t3 and t4 give an acting torque t3y in the dextrorotatory direction, which torque causes the angular displacement of the propeller with respect to the plane of rotation r - r.
Equal centrifugal forces acting on the blades are represented by o. These forces generate ex a couple / which acts in the levorotatory direction and which, consequently,
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is opposed to the thrust torque t3y Since, for small displacements of the blades with respect to the plane of rotation, the hub connection offers practically no resistance to these displacements, it follows from the well-known laws of mechanics that the displacement is just sufficient to satisfy the equilibrium condition represented by the equation t3y = cx, and that the displacement or tilt angle will be tg - lx.
2y This angle will be very small for all cases of small unequal thrust because the value of c will be several hundreds of times that of t3.
The present propeller will operate smoothly regardless of the inequalities in thrust between the various blades, since means have been provided for balancing the unequal thrust moments of the blades by balanced centrifugal forces. However, if one desired to obtain a correct trajectory of the blades, one could eliminate any unevenness of thrust by using means to differentiate between the blades while they are rotating at a high speed on the ground or during flight and for determining and correcting the existing degree of thrust inequality of said pallets. Any suitable indicating device can be used.
For example, any or all of the blades can be provided with identification marks, for example with marks of different colors, which are easy to observe and thanks to which the particular blade or blades having the maximum thrust can be distinguished. If we know which blade or blades have the greatest thrust, a correction can be made by varying the pitch of the blade.
As has been shown with regard to a pivoting blade, the angular adjustment of the auxiliary mass with respect to a blade is carried out with great precision using a verifier scale such as that shown. in figure 3.
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ATTACHING THE SWIVEL BLADES:
A blade which pivots in a hub for pitch adjustment requires bearings capable not only of supporting the radial centrifugal force of the blade, but also another group of forces which result from the angular acceleration of the blade by the blade. motor, as well as a third group of forces which result from the flywheel effect of the blade, which effect occurs when the blade returns energy to the motor through the hub. To minimize the friction which would be very great in the case of ordinary smooth bearings, ball bearings 78 and 80 are provided for each blade.
These bearings are interposed between the stop 82 of the threaded retaining sleeve 74 and the shoulder 84 formed in the housing and between an outer retaining nut 86 and an inner retaining ring 88 which serve to properly secure the blades in their housings.
The blade and the sleeve 74 (FIG. 5) have a segment-shaped recess 89 whose end shoulder 90 (FIG. 8) comes into contact with one of the sides of a stop 92 (FIG. 8) when the blade is arranged according to the step angle desired for the static state. In the running position with the engine stopped, the end shoulder 91 of the recess 89 is in contact with the opposite side of this stop. A similar stopper 92 is similarly disposed in the other blade housing. These two stops are fixed to the bottom of the boxes by screws 96.
When the engine is started, the centrifugal force of the blade can be considered low and be neglected. The most important role of the assembly of the blades is then to transmit the acceleration of the motor shaft to the blade via the hub. As the blade tends to stay back, it tends to tilt in the hub, and the bearings are dis-
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installed in such a way as to resist the tendency of the blade to tilt with minimum loads. During the stage of operation during which the blade returns energy to the motor, a similar action takes place, but the blade tends to tilt in the opposite direction in the hub.
In fact, the drive of the propeller mounted on an engine of the internal combustion type can be considered as consisting of a series of pulses during one stage of which the engine drives the blades and during the other stage of which the blades drive the engine. These pulsations have a detrimental effect on the parts coupling the hub and the blade, and these parts must be established in such a way as to withstand the alternating forces of these impulses without any play and shocks occurring and without the forces to which they are submitted items exceed allowable values.
When the motor is operating normally, that is to say at a speed which is usually the same as normal flight, the centrifugal force becomes the predominant force which acts on the coupling between the blade and the hub, since the intensity centrifugal force becomes several times that of the forces of impulse and recoil. These latter forces then have the effect of subjecting the centrifugal force to positive and negative increments without reversing its direction of action, so that any bearing element, such as the outer ball bearing of the construction shown, is only intended. in order to resist the torsion impulses which occur at low speeds during the acceleration period, no longer has to bear any force when the propeller is rotating at high speed.
A felt insert 97 is provided to retain the lubricant in the bearings and exclude foreign matter therefrom.
This lining is held in place by a washer 99, itself held in place, despite the action of the foroe oen-
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trifuge, by operating projections of the retaining ring 86 of the outer bearing. The retaining rings 86 are locked using olavettes 100.
COMPARISON OF PROPELLER TYPES:
In the construction of propellers of all types intended for aeronautics, it is necessary to take into account the limitations and requirements of both the engine and the aircraft.
In order to be able to draw from the engine all the motive power it develops, the latter must have the possibility of turning at the maximum number of revolutions admissible for all flight conditions. The permissible speed is constant over a long period of time; whether the airplane is climbing, or while it is advancing at maximum speed, with the throttle fully open, there is a determined rate of rotation which is permissible and which must not be exceeded. In fact, limitations of this kind are determined by regulations concerning the airworthiness of the aircraft.
However, aircraft engines have the ability to exceed the above-mentioned rate of rotation for short intervals of time, during take-off and at the start of a climb, in order to increase the altitude as possible. 'get over a given flight distance. This practice increases flight safety, provided that this high rate of rotation is not maintained for a time long enough to cause the engine to overheat.
In figures 9, 10 and 11, the operation of three different types of propellers has been represented by diagrams established with respect to two axes of ooordinate at right angles, the vertical axis V representing the speeds of the propeller towards 1 'forward (determined by the relative air speed of the aircraft propelled out of the slip current) and the horizontal axis, denoted by Ò nd representing the peripheral speed of the average section of the blade.
On these three figures the curves
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denoted by r represent the desired number of revolutions of the engine, with the throttle wide open, at all points on the full scale of forward speeds, and it will be noted that these curves indicate a constant number of revolutions of the engine. engine, except for low values of the forward speed in the case of which an increase in the number of revolutions is admissible, a corresponding increase in the peripheral speed of the middle blade section having therefore been shown.
For the most efficient operation, the airplane requires that the propeller at all forward speeds provide the maximum possible thrust. The operation of the airplane will be further improved if, when the engine is stopped, the propeller is placed during flight in a position where it offers only the minimum resistance to forward movement.
In the following explanation, three terms have been used which should be clearly defined.
The first of these terms is the blade's "angle of attack". This is understood to mean the angle at which the average section of the blade meets the air through which it passes.
The second term is "the helical angle" which is the angle of the helical path followed by the same representative or average section of the blade with respect to the plane perpendicular to the axis of the propeller (geometric) which coincides with the axis of rotation of the propeller. This angle is a function of the number of engine revolutions and the forward speed.
For any particular case, it can be determined by the formula OCh = tg - 1 (v) in which v represents the forward speed Ònd in meters per second, n the number of engine revolutions per second, d the diameter, in meters, of the (geometric) propeller deoritates by the middle blade seotion and Ò the constant 3.1416. The helical angle is canceled out when we cross
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equal to the propeller on a stationary airplane, in the so-called "static" state, this angle becomes equal to 90 when the propeller is stationary and the airplane is moving, as in stopped engine flight.
The third term is "pitch" which is the angle that the chord of the representative blade section makes with the plane of rotation of the propeller. This angle is equal to the sum of the helical angle and the angle of attack.
Reference will now be made to FIG. 9, which represents the operation of a fixed-pitch propeller, the middle blade section being represented with a constant pitch angle. The comparison of this angle with the helical angles designated by a, b, c, d, etc. shows the variation of the angle of attack with respect to the forward speed in this type of propeller. It will be noted that, in the static state, the angle of attack is positive and of considerable magnitude, whereas, as the forward speed increases progressively, giving the helical angles represented by the lines b, c and d, the angle of attack gradually decreases and becomes markedly negative at d.
Finally, in position e representing the state of an airplane moving with an engine stopped, the propeller has a strongly negative angle of attack which causes great resistance by the air. The effect of these variations in the angle of attack on the number of engine revolutions will be explained below.
Since the airplane is expected to operate predominantly at a certain flight speed, the fixed-pitch propellers are calculated to work most efficiently at that flight speed although at the same time. - results in a certain loss of efficiency in all other flight regimes. In FIG. 9, the state of construction corresponding to this regime is represented by the letter o. Line r represents all values of Ònd in relation to forward speeds with the throttle wide open. These values of Ònd
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are proportional to the rotational speeds of the propeller, given that the diameter is constant and Ò is equal to 3.1416.
It is well known that, in the static state and at low values of forward speed, the angle of attack of fixed-pitch propellers is too large to allow the motors to run at their permissible speed, whereas, for speeds greater than those corresponding to the state of construction, the angle of attack is too low to absorb the entire power of the motor without exceeding the allowable rotational speed, as shown by this diagram, Therefore, with with fixed-pitch propellers, the full power of the engine can only be used efficiently at a certain forward speed and, consequently, the thrust obtained using this type of propeller at all other speed values advancement is not as great as it could be.
Reference will now be made to FIG. 10, which diagrammatically represents the operation of a propeller the blade of which is composed of a wing with a stable pivot and of masses distributed so that they do not give the resulting centrifugal moments.
The aerodynamic forces alone govern the angle of attack of the blade and, as the latter is stable, its angle of attack will retain a determined value for all forward speeds. The blade will automatically vary in pitch to maintain a constant angle of attack, regardless of the helical angle of the middle blade section.
If such a propeller is constructed in such a way as to efficiently absorb the power developed by an engine with the same group of working conditions, as indicated by the letter o in this figure as well as in figure 9, this propeller will provide too low resistance to rotation in the static state and in conditions of low forward speed and will allow the motor to exceed the admissible number of revolutions, as indicated by the
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line f of figure 10. It will therefore be necessary to throttle the engine comprising such a propeller at lower forward speeds, and it follows that the thrust available for acceleration and take-off will be less than in the type of the fixed-pitch propeller.
For values of forward speed greater than those corresponding to the state of construction, the angles of attack will be too large and will prevent the motor from reaching the maximum admissible number of revolutions, so that it will not be possible to take advantage of all the power developed and that maximum thrust will not be obtained. However, during flight, this propeller will never reach a negative angle of attack state and will continue to exert thrust at very high forward speeds.
The tendency of this type of propeller to excessively speed at low values of forward speed can be counteracted to any desired extent, and in a manner determinable in advance, by properly arranging the stops 92 of Figures 5 to 8, so that the pitch cannot be reduced below a predetermined value by the aerodynamic moments. The same stop can cooperate with a recess made at the root of the blade, as indicated at 89 in FIG. 8, to limit the pitch angle to any value desired for the running position with the engine stopped, in order to prevent the propeller from rotating the engine backwards and minimize resistance to forward movement.
Referring now to Figure 11, in which the operation of a propeller established according to another embodiment of the invention has been shown schematically, an operating state is shown in which the mean section of the propeller has angles d. 'attack which allow the engine to run at the maximum admissible speed at all points of the forward speed scale, as represented by
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the line fr of this figure.
This state is achieved, as will be explained in detail below, by combining the moments of a substantially stable pivoting blade having aerodynamic characteristics similar to those shown in Fig. 10 with the centrifugal moments of suitably distributed masses. of the blade around its pivot axis and with those of auxiliary masses attached to it, if necessary. The size and arrangement of these various masses are such that one obtains moments which increase the angle of attack for the region of the static state and low values of the forward speed and allow it to decrease for high values of this speed.
These mass moments generated by the centrifugal force disappear when the engine stops rotating, and the pivoting blade is placed in the position of minimum resistance. This positioning can be helped by applying an appropriate stop, such as that previously described, which limits the angular position of the propeller to the angle at which the wing section offers the minimum resistance to forward speed. An auxiliary device of well-known construction, such as a propeller blade (not shown) can also be provided to adjust the angular position of minimum resistance of the blade and prevent any possible spin or mill effect. wind.
Another stopper can also be used to limit the static angle of attack / to any desired value.
Figure 12 is a diagram in which the relative thrust characteristics of the three types of propellers depicted in Figures 9, 10 and 11 are shown. In this diagram, the ordinates "t II represent the thrust that can be obtained in relation to the forward speed" v "shown on the abscissa. The letter o represents the state of construction common to the three propellers. The curve s represents the thrust obtained
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with a fixed pitch propeller.
The curve m represents the thrust that can be obtained with a propeller having a stable pivoting blade in which the masses are distributed such that the torque due to the centrifugal moments is zero or approximately zero, which maintains an angle of constant attack with respect to the relative air streams.
The curve i represents the relative thrust of a propeller whose angle of attack is governed by centrifugal moments in equilibrium aveo aerodynamic moments. It is obvious that this type of propeller, which allows the development of the maximum power of the engine at all values of forward speed and whose blade sections are maintained at effective angles at all points of the scale forward speeds, must provide maximum thrust in all conditions compatible with the limitations of the engine.
ACTION OF DYNAMIC FORCES ON THE PROPELLER BLADES:
It is well known in the art of propeller construction that the masses rotating around an axis tend to be placed as far as possible from this axis as their connections with it allow. This is the result of the action of centrifugal forces acting on these masses in a radial direction. It follows that parts which are pivotally assembled at right angles and which intersect the axis of rotation generate torsional moments about the pivot axis.
These moments are proportional to the square of the normal distance which separates the part envisaged from the pivot axis and are based on the angle of displacement, with respect to the plane of rotation, of the normal line connecting the center of mass of the part considered to the pivot axis.
This angular function is the product of the sine and the cosine of the angle that said normal line makes with the plane of rotation. It should be noted that this function is repeated two
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times over 360, which indicates that, for any part, there are two positions which give identical centrifugal moments around the pivot axis, one being located in front of the plane of rotation, the other behind and diametrically opposed to the first. The determination of the torsional moments of a propeller blade about its pivot axis is usually done in advance by dividing the blade into sufficiently small parts and integrating the effects of torsion.
The mathematical expression of this integration of the torsional moments is:
T =. dm w2 r2 oos oc sin oc in which T represents the torque of the blade in kilogrammeters, dm a small element of mass of the blade in units of mass, r the normal distance of the small element dm to the pivot axis, w the angular speed of rotation of the blade around the axis of rotation of the propeller and oc the angle made by said normal distance with the plane of rotation, the symbol "¼" indicating that the effects are summed of all the elements of the blade. This integration with the blade is repeated in several positions relative to the plane of rotation to determine the maximum value which indicates the angular position of the “equivalent counterweight” of the blade relative to the average blade section.
It is then easy to determine the radius of action of this equivalent counterweight. The properties of this equivalent counterweight will be modified at will and when the need arises by the addition of suitable masses placed at suitable distances and under suitable orientations, these masses being preferably subject to the root of the blade as close as possible from the center of rotation of the propeller. Preferably, these auxiliary masses connected to the propeller blade are adjusted so as to make it possible to adjust the angle of attack of the blades.
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ACTION OF THE BANUQYES AND AERODYNAMIC FORCES ON THE PROPELLER BLADES:
In order to understand the principle of the equilibrium and the stability of the propeller according to the invention and the way of establishing this propeller, the following description will be given with reference to FIGS. 13, 14 and 15.
Figure 13 shows schematically the moments of torsion which occur when one rotates pivoting masses outside the plane of rotation of the pivot axis, or equivalent counterweights, with respect to the angle made by the radius of action, or major axis, with the plane of rotation, the torsional moments t being plotted on the ordinate and the angles a on the abscissa.
The signs chosen conventionally are "at the top II and" + "for the levorotatory moments of the ordinates and" to the right and "+" for the levorotatory angles, starting with the horizontal corresponding to zero for the abscissas, The related zero value abscissa represents the case where the equivalent counterweight is located in the plane of rotation of the propeller. The curves a, b and c represent the moments of three counterweights of different values to be chosen, the difference of the values corresponding to the variations of mass, length of radius, angular speed or any combination of these factors. The displacement of 45 degrees in the levorotatory direction and that of 15 degrees in the dextrorotatory direction from the horizontal are shown as sufficient for the following explanation.
The curves a and b can be considered as representing the torsional moments of a given "equivalent counterweight" for two different rotational speeds, and the curve d which connects the point e of the curve b to the point f of the curve a is intended to represent the torsional moments of a certain equivalent counterweight subjected to rotational speeds
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which gradually vary / from the value for which the curve b is plotted to a lower value for which the curve a is plotted, while the angular displacement of the radius of the equivalent counterweight changes from - 20 degrees to - 12 degrees.
The variation in the rate of rotation corresponds to the change in rate that is desired in a propeller between the static state and the regime of high forward speeds, while the variation in the angular displacement corresponds to the variation in the pitch desired for the blade. . If one wished to consider only a propeller established for a constant rotational speed at all points of the working scale, a single curve such as b would suffice and curve d would be unnecessary.
FIG. 14 represents the aerodynamic moments of torsion of a propeller blade with stable pivoting represented by the curve g - g. The moments are plotted on the ordinate in the same way as in figure 13. The abscissa axis is sufficient to show all the values of the angle of attack used by a propeller blade in all its working conditions.
It should be noted that the moments thus represented give the equilibrium for the negative value of the angle of attack in the neighborhood of - 4 degrees, whereas, in the scale of the positive angles of attack, the aerodynamic moments indicate the tendency of the wing section to reduce its angle of attack to the equilibrium value just mentioned, i.e. the angle of attack at which the blade offers the minimum resistance to the air when the engine is stopped. On the curve g - g we have indicated the particular points h and s which correspond to the angles of attack of 2 and 14 degrees, which represent the angles at which the average or base section of the blade must work at high speeds and in the static state, respectively.
These angles of attack have been determined beforehand by the usual methods of construction of heel.
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lices as being those which absorb the engine power, at the desired rotational speed, with the chosen propeller diameter.
FIG. 15 shows the combination of aerodynamic and centrifugal moments which balance and stabilize the blade at the desired pitch at all points on the scale of forward speeds and at the desired rotational speeds. In this figure, the coordinate axes, the sign conventions and the curve g - g are the same as in figure 14, but in figure 15 we have added above each point h and two short portions curve, the two upper curves i - jet m - n representing moments of @ equivalent counterweight "taken directly from the curve d in figure 13 and covering an area of step variation of 2 degrees around the points s and h, respectively .
The portions of the curve k - k and 1 - 1 represent the combined counterweight and aerodynamic moments obtained by the geometric addition of the portions i j and m - n to the curve g - g.
It will now be assumed that a propeller provided with pivoting blades established in accordance with the invention has an average blade segment at a distance of 1.05 m. center and equivalent counterweight and aerodynamic moments, as shown in Figures 13 and 14, It will further be assumed that it is desired to operate the propeller in a static state at a rotational speed of 2200 revolutions per minute and with an angle of attack of 14 degrees for the middle section, and that it is desired to turn the same propeller at 2000 revolutions per minute with an angle of attack of 2 degrees when the forward speed is 90 meters per second and the helical angle is 20 degrees.
In the static state, in which case the helix angle is 0, the pitch should be 14, and at 90 meters per second, the helical angle is 20 degrees
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and the pitch should be 22 degrees.
The curves a and b have already been chosen with the appropriate ratio of the ordinates to represent the torsional moments of an equivalent counterweight given at 2000 and 2200 revolutions per minute, respectively. Since the ratio of the squares of the rotational speeds of the blades is 0.84, the ordinates of curve a are in this ratio with those of curve b. The slopes of curves a and b have also been chosen such that their heights e and f correspond to an angular displacement of 8 degrees, equal to the desired variation in pitch. Points e and f of figure 13 are transferred to figure 15 above the angles of attack corresponding respectively to the static state and to the high speeds. We see as a result that the moments are in equilibrium in the two regimes, that is to say that moment f = moment h and moment e = moment s.
Stability at both regimes is demonstrated as follows. If we consider point n in Figure 15, we will suppose that some external cause momentarily decreases the angle of attack of the blade by one degree, this angle being thus reduced to one degree. With the nose of the wing turned to the right, as has been agreed by the signs, this is a dextrorotatory rotation, which increases the deviation from the equivalent counterweight by -12 to -13 degrees and, therefore, causes the moment represented by point f rises to the value represented by point m. It will now be assumed that a disturbance of the same amplitude takes place in the opposite direction. The same process shows that the moment represented by f falls to the value corresponding to 11 degrees in figure 13 and at point n in figure 15.
If we now combine the curve m - f - n with the portion of the curve of the aerodynamic moments located immediately below, we obtain a portion of the curve k - k which has a slope indicating a high stability, A combination method similar carried out in advance to the point representing
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the static state gives the curve portion 1-1, which also indicates a strong positive stability. Likewise, it can be shown that, for any angle of attack between 2 and 14 degrees, the propeller blade is stable, if the speed of the aircraft and the position of the throttle have been stabilized.
When the required values of the "equivalent offset" and its position have been determined, this value must be given to the blade, in practice, using any of the aforementioned devices, such as the application of masses. adjustable, variations in the inclination of the axis of gravity or variations in the mass distribution of the blade itself.
The curve g - g of the aerodynamic moments can intersect the abscissa axis at any given point other than - 4 degrees and can have any other inclination. Correspondingly, the points e and f can be brought to points corresponding to positive values of the angular rotation with respect to the plane of rotation of figure 13, and the propeller will operate satisfactorily, provided that the combined effects of aerodynamic moments and moments of centrifugal forces provide stability.
It is understood that the invention should not be considered as limited to the devices and to the applications described and shown, since it is capable of receiving other embodiments and a large number of modifications without departing from its spirit.
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