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Perfectionnements aux rotors d'hélicoptères
Cette invention se rapporte à un aéronef à voilure tournante ayant un rotor principal unique pour la sustentation, normalement entraîné par force motrice dans le vol.
Un objet de l'invention est de réaliser un dispositif per- fectionné pour équilibrer le couple du rotor principal, pour main- 'tenir l'assiette longitudinale de l'aéronef et pour propulser celui-ci sans que le rotor principal soit incliné en avant sui- vent un angle d'incidence notable par rapport au trajet de vol.:
Un autre objet de l'invention est de prévoir un système de réglage pour un tel aéronef.
Dans un hélicoptère selon l'invention ayant un rota?' princi- pal unique pour la sustentation, un rotor auxiliaire de portance est disposé en tandem avec le rotor principal et de préférence' en arrière de celui-ci. Le plan du trajet des extrémités du rotor auxiliaire peut être inclinable en avant et latéralement, les composantes résultantes avant et latérale de la poussée du
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.lotoi auxiliaire étant utilisées respectivement pour la propul- ES , ion de 1*'aéronef en avant et pour l'équilibrage du couple du otor principal. Le rotor auxiliaire peut aussi être à pas va- riable, permettant ainsi le maintien de l'assiette longitudinale de l'aéronef.
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Les deux rotors peuvent être reliés ensemble par une trans- mission et étant de préférence à rotation en sens opposés, ils ont des couples opposés quoique inégaux. La composante latérale de la poussée du rotor auxiliaire est donc nécessaire pour com- penser seulement la différence entre les couples des: deux rotors et elle est équilibrée par une composante latérale égale et oppo- sée de la poussée du rotor principal dans le vol stationné.
Un autre caractère de l'invention consiste dans la disposi- tion de pales de rotor montées rigidement sur le rotor princ ipal de telle sorte que les pales de celui-ci ne battent pas autour de "charnières de battement" conventionnelles et ne sont pas libres de se mouvoir les unes par rapport aux autres dans le plan de rotation autour de "charnières de traction" conventionnelles, bien qu'elles puissant être construites avec une flexibilité suf- fisante pour permettre au plan du trajet des extrémités de dévier et de basculer ainsi par rapport à l'axe mécanique de rotation.
Cette flexibilité est surtout désirable pour réduire les moments de flexion des pales résultant des effets gyroscopiques pendant les manoeuvres de l'aéronef. La mise à l'incidence minimum cyclique des pales elles-mêmes, ou des surfaces de pales telles que des volets, peut être prévue pour l'assiette latérale dans le vol'en avant ainsi que pour la commande latérale et longitu- dinale de l'aéronef.
Dans un hélicoptère incorporant le dispositif perfectionné, l'assiette de l'aéronef autour des axes d'embardée, de tangage et de roulis peut être obtenue par le réglage, respectivement, de l'inclinaison latérale du rotor auxiliaire, du pas collectif du rotor auxiliaire et de l'incidende minimum cyclique des pales du rotor principal. La propulsion de l'aéronef en avant peut être obtenue en inclinant en avant lerotor auxiliaire, permet- tant ainsi au rotor principal de rester sensiblement perpendi- culaire à son axe mécanique de rotation et sensiblement à l'angle d'incidence zéro par rapport au trajet de vol.
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L'axe mécanique du rotor principal peut recevoir une incli- naison latérale initiale de façon que la composante latérale de la poussée du rotor principal équilibre sensiblement la compo- sante latérale de la poussée du rotor auxiliaire dans la vol sta- tionné. L'axe du rotor principal peut aussi recevoir un déplace- ment latéral initial à partir du centre de gravité de l'aéronef de façon que l'équilibrage de l'aéronef autour de l'axe de roulis dans le vol stationné nécessite une mise à l'incidence minimum du rotor principal telle que prévue pour l'assiette latérale.
Un avantage d'un tel déplacement latéral du rotor principal peu: consister en une amélioration de la stabilité dynamique de l'aéro- nef par l'amortissement des oscillations de roulis.
La présente invention prévoit aussi le réglage (ou réglage de l'assiette) d'un tel aéronef. Le réglage d'embardée sensible- ment indépendant de la vitesse d'avancement, peut être réalisé en faisant varier l'inclinaison latérale de la poussée du rotor auxiliaire, soit par basculement de l'axe même du rotor auxiliai- re, soit par le réglage cyclique de l'angle de pals du rotor auxiliaire, des charnières de battement étant de préférence pré- vues dans le rotor auxiliaire. Le réglage autour des axes de roulis et de tangage de l'aéronef peut âtre obtenu par le mise à l'incidence minimum des pales du rotor principal.
Le réglai autour de l'axe de tangage peut être obtenu par changement xxx collectif du pas du rotor auxiliaire, mais on préfère limiter celui-ci au réglage de l'assiette longitudinale requise princi- palement par des changements de la position longitudinale du centre de gravité de l'aéronef.
Dans les dessins annexés, la Fig. 1 est une vue latérale schématique d'un hélicoptère disposé selon une forme de l'inven- tion; la Fig. 2 est une vue de face schématique d'un détail, et la Fig. 3 est un plan xxxx schématique d'un autre détail.
Comme il est représenté, l'hélicoptère a possède un rotor principal unique b pour la sustentation et un rotor auxiliaire
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de portance ±. en tandem avec le rotor principal b et en arrière de celui-ci. Le rotor b est entraîné par un groupe moteur d à l'aide d'une boite d'engrenage e et d'un arbre!, et le rotor c est entraîné en sens contraire par le groupe moteur d à l'aide, d'un arbre g, de la boit d'engrenage h et de 1*'arbre j.
Les pales du rotor principal, b sont montées rigidement sur leur moyeu k en ce sens qu'elles ne battent pas autour de 'char- nières de battement" conventionnelles et ne sont pas libres de se mouvoir les unes par rapport aux autres dans le plan de rotation autour de "charnières de traction" conventionnelles, mais elles, sont disposées pour le réglage collectif du pas et le réglage cyclique du pas au moyen d'un ensemble de biellettes de tête de rotor, indiqué de manière générale en m, lequel est de construc- tion connue et n'a pas besoin d'être décrit en détail.
L'ensemble m est actionné pour le réglage collectif du pas au moyen d'un levier n pivotant en o, lequel est placé dans le poste de pilotage et relié par une biellette h à un bras ¯% d'un levier coudé dont l'autre bras r est relié par une tige s à une pièce .1 mobile verticalement dans l'ensemble m.
L'ensemble m est actionné pour le réglage cyclique du pas au moyen d'un levier u pivotant en v pour lemouvement avant-arrière et aussi pour lemouvement latéral (voir aussi Fig. 2.) Le levier u est relié par une biellette w et un levier coudé.! à une tige pour le mouvement de l'ensemble m autour d'un axe transversal à l'aéronef pour le réglage cyclique longitudinal, tandis que, pour le réglage cyclique latéral, le levier u est monté sur un tube de torsion 11 qui possède un bras 12 dirigé latéralement et relié par une tige 13 à l'ensemble m.
De manière semblable, le réglage collectif du pas des pales du rotor auxiliaire ± s'effectue, concurremment avec le réglage collectif du pas des pales du rotor principal b, au moyen du le- vier n, le bras g de levier coudé étant relié, par une biellette
14, un levier coudé 15 et une tige 16, à un ensemble analogue de biellettes de tête de rotor, indiqué de manière générale en 17
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Le réglage cyclique longitudinal des pales du rotor auxili- aire o s'effectue au moyen d'un levier 18 pivotant en 19, placé dans le postede pilotage et relié, par une biellette 20, un levier coudé 21 et une tige 22, à l'ensemble 17, tandis que le réglage cyclique latéral de ces pales s'effectue par une barre
23 actionnée par pédale et dirigée transversalement, laquelle pivote en 24 (Fig.
3) et est reliée excentriquement, par des biellettes 25, 26, 27, un levier coudé 28 et une tige 29, à l'ensemble 17.
En outre, le levier coudé ¯% est relié par une biellette 30 à la cmmmande des gaz (indiquée de manière générale en 31) du groupe moteur d, de façon que le réglage collectif du pas des rotors principal et auxiliaire b et c puisse s'effectuer concur- remment avec le réglage de la commande des gaz du groupe moteur- d.
Un avantage de l'invention réside en ce qu'il n'est pas né- cessaire de maintenir une valeur relativement élevée de la char- ge du disque du rotor principal b comme il est nécessaire lors- qu'un rotor auxiliaire de queue est disposé pour l'équilibrage du couple avec son axe sensiblement horizontal. Dans ce dernier cas, un intervalle approprié entre les pales des deux rotors, surtout avac le disque du rotor principal. basculé en arrière lors d'un atterrissage sans moteur, nécessite une longue queue de fuselage.
Comme le rotor principal b, d'après la présente invention, reste sensiblement perpendiculaire à son axe mécanique de rotation dans toutes les circonstances, y compris l'atterris- sage sans moteur et que le disque du rotor auxiliaire est plu- tôt horizontal que vertical, un intervalle approprié entre les pales des rotors respectifs peut être obtenu pour des valeurs relativement faibles de la charge du disque du rotor principal b. Par conséquent, la perte de puissance produite peut être maintenue à un minimum et ceci est particulièrement important pour l'économie de puissance pendant le stationnement ou la mon-
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tée verticale.
La faible charge de disque qui est nécessaire pour minimiser la perte de puissance produite tendrait à augmen- ter le couple du rotor principal si ce n'était le fait que, dans la présente invention, une proportion notable de la puissance totale est absorbée par la' rotor auxiliaire c, diminuant ainsi la puissance sur le rotor principal b et empêchant le couple de devenir excessif par suite de la faible vitesse angulaire du rotor principal. Une vitesseangulaire plus faible est le ré- sultat évident de l'accroissement du rayon du rotor pour une vitesse d'extrémité donnée.
Un second avantage de l'invention est l'économie de puis- sance obtenue à toutes les vitesses d'avancement par la diminu- tion de l'angle d'incidencedu disque du rotor principal par rap- port au trajet de vol, empêchant ainsi un écoulement axial élevé de l'air à travers le disque du rotor principal, lequel écoule- ment axial rend la distribution de portance sur le disque varia- ble et inefficace et peut avoir pour effet un décollage pério- dique aux extrémités des pales pour une vitesse d'avancement élevée.
Un troisième avantage de l'invention réside dans l'améliora- tion de la stabilité dynamique de l'aéronef par suite de l' amor- tissement des oscillations de tangage par le rotor auxiliaire de portance et comme le rotor principal b peut être déplacé laté- ralement à partir du centre de gravité de l'aéronef comme il a été déjà décrit, la stabilité latérale peut être aussi améliorée.
Un quatrième avantage de l'invention consiste dans la réduc- tion au minimum de la vibration du rotor qui résulte, dans les hélicoptères qui dépendent pour leur propulsion de l'inclinaison en avant du vecteur de portance du rotor principal, de la dis- tribution de portance variable supportée par les éléments de pale à une vitesse d'avancement élevée par suite de l'écoulement axial déterminé par l'inclinaison du disque de rotor principal à des angles d'incidence relativement élevés par rapport au trajet @
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de vol. Dans la présente invention, cette Inclinaison est mini- misée par la disposition du rotor auxiliaire qui contribue à la propulsion de liseron et. La vibration due.au rotor principal b est donc minimisée.
La vibration due au rotor auxiliaire c est moins importante à cause de sa vitesse angulaire plus élevée, de son coefficient de poussée plus faible et de la proportion beau- coup plus faible de la puissance totale absorbée.
Un cinquième avantage de l'invention réside dans 3-la garantie de sécurité de l'aéronef lors d'une panne de moteur, par suite de la faible charge de disque du rotor principal b et, comme il est proposé de réduire automatiquement l'angle de pale à une valeur autorotative, si une telle valeur se trouve dépassée dans le vol, le changement manuel du pas n'est pas nécessaire. Il est toute- fois possible, dans un aéronef construit conformément à la pré- sente invention, que la proportion de puissance fournie au rotor principal b soit absorbée par les pales sans que la valeur auto- rotative maximum de l'angle de pale soit dépassée.
Un sixième avantage de 1''invention est l'élimination du battement des pales du rotor principal, qui a été une cause pre- mière de vibration dans las aéronefs à voilure tournante et une cause indirecte de défection des pales par la fatigue. Le bas- culement du plan du trajet des extrémités dans le vol en avant par rapport à l'axe mécanique de rotation détermine un moment de flexion variable dans le plan de rotation.
Des charnières de traction ont été prévues pour'réduire l'amplitude de ce moment de flexion, mais les degrés additionnels de liberté introduits par la disposition des charnières de traction ont été un obsta- cle permanent au progrès dans le développement des aéronefs à voilure tournante à cause de l'oscillation instable des pales autour de leurs charnières de traction, spécialement pendant le départ et l'arrêt du rotor lorsque l'aéronef est supporté sur un train d'atterrissage ou un train de flottaison.
'Un septième avantage réside en ce que le retard dans l'obéis.
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sance au réglage latéral et longitudinal est réduit au minimum du fait que 1''effet d'inertie des pales dans l'obéissance au réglage est à peu près éliminé.
REVENDICATIONS
1 - Un hélicoptère ayant un rotor principal unique à mo- teur pour la sustentation, dans lequel un rotor auxiliaire de portance à moteur est disposé en tandem avec le rotor principal et de préférence en arrière de celui-ci, le plan du trajet des extrémités du rotor auxiliaire étant inclinable en avant et latéralement de façon que les composantes résultantes avant et latérale de la poussée du rotor auxiliaire puissent être utili- sées respectivement pour la propulsion de l'aéronef en avant et pour l'équilibrage du couple du rotor principal.