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Perfectionnements aux aéronefs à voilure tournante
Cette invention est relative aux aéronefs à voilure tournante ayant un rotor principal unique pour la sustentation et des héli- oes jumelles extérieures pour la propulsion, et en particulier aux hélicoptères dans lesquels le pas du rotor est toujours compris dans l'étendue d'autorotation et dans lesquels la distribution de puissance entre le rotor principal et les hélices extérieures est variable dans le vol.
Un objet de l'invention est de réaliser un aéronef à voilure tournante qui combine le caractère de décollage et d'atterrissage lente de l'hélicoptère conventionnel avec les avantages de la mar- che à faible pas dans le vol de translation.
Un autre objet de l'invention est de réaliser un dispositif perfectionné pour contrebalancer la réaction de couple dans un gyrodyne, c'est-à-dire un aéronef à voilure tournante dans lequel une partie de la puissance est appliquée au rotor et une partie à une hélice d'avancement .
Un autre objet ânoore est de réaliser un système de commande pour maintenir l'assiette et (ou) ia commande de l'aéronef dans l'embardée, tandis que la distribution de la puissance entre le
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rotor et les hélices est variée/dans le vol.
Dans un aéronef à voilure tournante d'après la présente in- vention, ayant un rotor principal unique et des hélices junelles extérieures, le couple du rotor est contrebalancé par un moment résultant de la poussée différentielle des deux hélices qui sont munies de moyens pour régler leur pas dans le même sens, c'est-à- dire collectivement, variant ainsi la distribution de puissance ent tre le rotor et les hélices, avec des moyens pour régler leur pas en sens inverse, c'est-à-dire différentiellement, permettant ainsi à l'aéronef d'être commandé et (ou) mis à l'assiette dans l'embar- dée.
De préférence, le pas collectif du rotor varie, ou est varié, automatiquement avec la variation de la puissance du rotor, mais, comme la propulsion de l'aéronef en avant est obtenue indépendam- ment de l'inclinaison du rotor sur le trajet du vol, il n'est pas nécessaire que l'angle de pale soit augmenté au delà de l'étendue d'autortation pour compenser un accroissement de l'écoulement axial avec la vitesse d'avancement.
Le réglage du tangage et du roulis de l'aéronef peut être obtenu par réglage de l'inclinaison du plan du trajet d'extrémité du rotor par rapport à l'axe du moyeu. De préférence, des dispo- sitifs de commande à pédale opérables par le pilote sont prévus pour régler le pas des notices différentiellement pour la commande de l'aéronef dams l'embardée.
Les hélices extérieures peuvent être engrenées en permanence avec le moteur. Par conséquent, si le moteur s'arrête dans des conditions quelconques du vol,les hélices s'arrêtent aussi, mais un embrayage à roue libre étant disposé dans la transmission du rotor et les pales étant au pas autorotatif, le rotor continue à tourner, comme dans l'autogyre.
Un levier à main peut être disposé pour régler le pas des hélices collectivement. Un accroissement du pas collectif des @
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hélices pour une vitesse donnée du moteur augmente la proportion de puissance absorbée par les hélices et, par suite, diminue la proportion de puissance disponible pour le rotor. Par conséquent le couple du botor diminue progressivement à mesure qu'on augmente le pas collectif des hélices, et on a besoin d'un pas différentiel moindre pour l'assiette en embardée.
Lorsque le pas collectif des hélices est aocru pour absorber toute la puissance disponible pour une vitesse donnée du moteur, la puissanoe du rotor (et par consé- quent le couple) se réduit à zéro, et les hélices ont même pas et même poussée si elles sont identiques et symétriquement placées de chaque côté du fuselage. Le rotor et alors en autorotation jus- qu'à ce que le pas collectif des hélices soit diminué ou la puis- sance totale disponible augmentée.
Un aéronef incorporant l'invention est donc d'un type nouveau à voilure tournante, étant convertible dans le vol progressivement de la marche en hélicoptère à la marche en autogyre, et vice versa.
Dans certains .cas, le levier à main pour régler le pas des hélices collectivement peut être relié aussi à l'embrayage du ro- tor de façon que l'entraînement du rotor puisse être débrayé lors- que le pas collectif des hélices a été augmenté à une valeur pré- -déterminée .
Dans les dessins annexés : Les Figs. 1 et 2 sont des vues schématiques latérale et de face, respectivement, d'une forme d'aéronef à voilure tournante construit d'après l'invention.
La Fig. 3 est un plan schématique d'un dispositif de commande de changement de pus différentiel pour les hélices extérieures.
La Fig. 4 est un plan schématique d'un dispositif de commande de changement de pas collectif pour les hélices extérieures.
La Fig. 5 est un plan schématique d'un dispositif de commande pour la tête de rotor, et
Les Figs. 6 et 7 sont des vues schématiques latérale et en plan, respectivement, d'un dispositif de commande de changement de
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de pas collectif pour les hélices extérieures, relié au dispositif de commande d'embrayage de l'entraînement du rotor.
Somme le montrent lesFigs. 1 à 5, l'aéronef a possède un rotor principal unique b pour la sustentation et des hélices ju- melles extérieures c, c pour la propulsion, ces hélices étant mu- nies d'un mécanisme,de changement de pas de type connu, non re2ré- senté, d est la tête de rotor et e le moyeu du rotor qui est entraîné par un arbre f à partir du moteur à l'aide de l'arbre h du moteur, d'un engrenage conique dont le carter est indiqué en 1 et d'un mécanisme d'embrayage à roue libre (sens unique) repré- senté de manière générale en k.
Les hélices c, c sont entraînées par le moteur ± l'aide d'un engrenage en prise avec celui du carter et renfermé dans un car- ter m et à l'aide des arbres transversaux n,n et d'un engrenage conique (non représenté),
La commande de changement de pas différentiel des hélices c, c s'effectue au moyen d'une pédale o, Fig. 1 et 3, qui est re- liée,' d'un côté de son axe de pivotement P, par une biellette à un bras r d'un levier coudé r, s mobile autour d'un axe transver- sal, et dont l'autre bras s est relié à un bras t d'un levier cou- dé t,u mobile autour d'un axe avant-arrière et dont l'autre bras u est attaché à des biellettes v, v dirigées vers le haut et vers l'extérieur et reliées aux mécanismes de changement de pas (non représentés) des hélices c, c;
par suite, le mouvement rotatif de la pédale ± dans l'un ou l'autre sens produira le mouvement des biel- lettes v, v dans des sens opposés et fera varier le pas des hélices c, c différentiellement.
La commande de changement de pas collectif des hélices c, c s'effectue au moyen d'un levier w, Fig. 1 et 4, qui est articulé en ! et relié par une biellette à un bras 11 d'un levier coudé 11,12 mobile sur un axe transversal incliné et dont l'autre bras 12 est relié par une biellette 13 à un bras 14 d'un levier coudé 14, 15 mobile autour d'un axe vertical et dont l'autre bras 15 est
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est attaché à des biellettes 16,16 dirigées vers le haut et vers l'extérieur et reliées aux mécanismes de changement de pas des hélices ce±; par suite, le mouvement du levier w dans la direc- tion avant-arrière produira le mouvement des deux biellettes 16, 16 dans un sens ou dans l'autre et fera varier le pas des hélices c, c collectivement.
La commande de la tête de rotor d en vue de basculer le rotor b s'effectue au moyen d'un levier 17, Fig. 1 et 5, articulé uni- versellement en 18 et relié, d'une part, par une biellette 19 à un bras 20 d'un levier coudé 20,21, mobile autour d'un axe transver- sal, et dont l'autre bras 21 est relié par une biellette 22 à l'a- vant de la tête de rotor.2:. en 23, Fig. 1, tandis que, d'autre part, le levier 17 est relié, par une biellette 24 dirigée latéralement, Fig. 5, à un bras 25 d'un levier coudé 25,26, mobile autour d'un axe vertical, et dont l'autre bras 26 est relié par une biellette 27 à un bras 28 d'un levier coudé 28,29, mobile autour d'un axe transversal horizontal, et dont 1(antre bras 29 est relié par une biellette 30 à un côté de la tête de rotor .2:. en 31, Fig, 1.
Par suite, le mouvement du levier 17 dans la direction avant-arrière bascule le rotor b dans la même direction, le mouvement du levier 17 transversalement bascule le rotor h transversalement et le mou- vement composé du levier bascule le rotor de manière correspon- dante.
Dans la disposition représentée schématiquement en Fig. 6 et 7, les parties des dispositifs de commande de changement de pas collectif pour les hélices c, c sont indiquées par les mêmes réfé- rences qu'en Fig. 4. En outre, la biellette y est prolongée au delà du levier coudé 11,12 et est relié à un bras 32 d'un levier coudé 32,33, mobile autour d'un axe transversal horizontal, et dont l'autre bras'33 est relié par une biellette 34 à un levàer 35 de commande d'embrayage pour le mécanisme d'embrayage k à roue libre, Par suite, lorsqu'on déplace le levier w dans la direction avant- arrière, l'embrayage k peut être actionné pour débrayer l'entraîne-
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ment du rotor lorsque le pas collectif des hélices c,
c a été aug- menté à une valeur prédéterminée ou pour embrayer cet entraînement lorsque le pas collectif des hélices c o est en-dessous de la va- leur prédéterminée.
REVENDICATIONS
1 - Un aéronef à voilure tournante ayant un rotor principal unique et des hélices jumelles extérieures, dans lequel des moyens sont prévus pour contrebalancer le couple du rotor par un moment résultant de la poussée différentielle des deux hélices, qui sont munies de moyens pour régler leur pas collectivement et de -noyens pour régler leur pas différentiellement.
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Rotary wing aircraft upgrades
This invention relates to rotary wing aircraft having a single main rotor for lift and outer twin helicopters for propulsion, and in particular to helicopters in which the rotor pitch is always within the range of autorotation and in which the power distribution between the main rotor and the outer propellers is variable in flight.
An object of the invention is to provide a rotary wing aircraft which combines the slow take-off and landing character of the conventional helicopter with the advantages of low-pitch walking in translational flight.
Another object of the invention is to provide an improved device for counterbalancing the torque reaction in a gyrodyne, that is to say a rotary wing aircraft in which part of the power is applied to the rotor and part to a forward propeller.
Another object is to provide a control system for maintaining the attitude and / or control of the aircraft in the yaw, while the distribution of power between the aircraft.
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rotor and propellers is varied / in flight.
In a rotary wing aircraft according to the present invention, having a single main rotor and outer twin propellers, the rotor torque is counterbalanced by a moment resulting from the differential thrust of the two propellers which are provided with means for adjusting. their pitch in the same direction, that is to say collectively, thus varying the power distribution between the rotor and the propellers, with means for adjusting their pitch in the opposite direction, that is to say differentially, thus allowing the aircraft to be controlled and (or) trimmed on board.
Preferably, the collective pitch of the rotor varies, or is varied, automatically with the variation of the power of the rotor, but, since the propulsion of the aircraft forward is obtained independently of the inclination of the rotor on the path of the rotor. flight, the blade angle need not be increased beyond the damping range to compensate for an increase in axial flow with forward speed.
The adjustment of the pitch and roll of the aircraft may be obtained by adjusting the inclination of the plane of the end path of the rotor relative to the axis of the hub. Preferably, pedal control devices operable by the pilot are provided to adjust the pitch of the notices differentially for the control of the aircraft in the event of the yaw.
The outer propellers can be permanently meshed with the motor. Therefore, if the engine stops under any conditions of flight, the propellers will also stop, but with a freewheel clutch being disposed in the rotor transmission and the blades being at self-rotating pitch, the rotor will continue to rotate, as in the autogyro.
A hand lever may be provided to adjust the pitch of the propellers collectively. An increase in the collective step of @
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propellers for a given engine speed increases the proportion of power absorbed by the propellers and hence decreases the proportion of power available to the rotor. Consequently, the torque of the botor gradually decreases as the collective pitch of the propellers is increased, and a less differential pitch is needed for the leaning attitude.
When the collective pitch of the propellers is increased to absorb all the power available for a given engine speed, the rotor power (and therefore the torque) is reduced to zero, and the propellers have not even and even thrust if they are. are identical and symmetrically placed on either side of the fuselage. The rotor is then in autorotation until the collective pitch of the propellers is reduced or the total available power increased.
An aircraft incorporating the invention is therefore of a new rotary wing type, being convertible in flight progressively from helicopter walking to autogyro, and vice versa.
In some cases the hand lever for adjusting the pitch of the propellers collectively may also be connected to the rotor clutch so that the rotor drive can be disengaged when the collective pitch of the propellers has been increased. at a pre-determined value.
In the accompanying drawings: Figs. 1 and 2 are schematic side and front views, respectively, of one form of rotary wing aircraft constructed in accordance with the invention.
Fig. 3 is a schematic plan of a differential pus change control device for the outer propellers.
Fig. 4 is a schematic plan of a collective pitch change control device for the outer propellers.
Fig. 5 is a schematic plan of a control device for the rotor head, and
Figs. 6 and 7 are schematic side and plan views, respectively, of a gear change control device.
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collective pitch for the outer propellers, connected to the rotor drive clutch control device.
As shown in Figs. 1 to 5, the aircraft a has a single main rotor b for lift and external twin propellers c, c for propulsion, these propellers being fitted with a known type change of pitch mechanism, not re2re- sented, d is the rotor head and e is the rotor hub which is driven by a shaft f from the motor using the motor shaft h, a bevel gear whose housing is indicated in 1 and of a freewheel clutch mechanism (one-way) generally represented in k.
The propellers c, c are driven by the motor ± using a gear in mesh with that of the housing and enclosed in a housing m and using the transverse shafts n, n and a bevel gear ( not shown),
The differential pitch change control of the propellers c, c is effected by means of a pedal o, Fig. 1 and 3, which is connected, 'on one side of its pivot axis P, by a rod to an arm r of an angled lever r, s movable around a transverse axis, and of which l The other arm s is connected to an arm t of an elbow lever t, u movable around a front-rear axis and of which the other arm u is attached to links v, v directed upwards and towards the outside and connected to the pitch change mechanisms (not shown) of the propellers c, c;
therefore, the rotary movement of the pedal ± in either direction will produce the movement of the links v, v in opposite directions and will vary the pitch of the propellers c, c differentially.
The collective pitch change control of the propellers c, c is effected by means of a lever w, Fig. 1 and 4, which is articulated in! and connected by a link to an arm 11 of an angled lever 11, 12 movable on an inclined transverse axis and the other arm 12 of which is connected by a link 13 to an arm 14 of an angled lever 14, 15 movable around a vertical axis and the other arm 15 of which is
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is attached to rods 16,16 directed upwards and outwards and connected to the pitch change mechanisms of the ce ± propellers; therefore, movement of the lever w in the forward-backward direction will produce movement of the two links 16, 16 in either direction and vary the pitch of the propellers c, c collectively.
The control of the rotor head d with a view to tilting the rotor b is effected by means of a lever 17, FIG. 1 and 5, universally articulated at 18 and connected, on the one hand, by a connecting rod 19 to an arm 20 of an angled lever 20, 21, movable around a transverse axis, and the other of which arm 21 is connected by a link 22 to the front of the rotor head. 2 :. at 23, Fig. 1, while, on the other hand, the lever 17 is connected by a rod 24 directed laterally, FIG. 5, to an arm 25 of an angled lever 25,26, movable about a vertical axis, and the other arm 26 of which is connected by a link 27 to an arm 28 of an angled lever 28,29, movable around a horizontal transverse axis, and of which 1 (antre arm 29 is connected by a link 30 to one side of the rotor head .2 :. at 31, Fig, 1.
As a result, the movement of the lever 17 in the forward-backward direction tilts the rotor b in the same direction, the movement of the lever 17 transversely tilts the rotor h transversely, and the compound movement of the lever tilts the rotor correspondingly. .
In the arrangement shown schematically in FIG. 6 and 7, the parts of the collective pitch change control devices for the propellers c, c are indicated by the same references as in FIG. 4. In addition, the rod is extended there beyond the angled lever 11,12 and is connected to an arm 32 of an angled lever 32,33, movable about a horizontal transverse axis, and of which the other arm ' 33 is connected by a link 34 to a clutch control lever 35 for the overrunning clutch mechanism k. As a result, when the lever w is moved in the forward-backward direction, the clutch k can be shifted. actuated to disengage the drive
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of the rotor when the collective pitch of the propellers c,
c has been increased to a predetermined value or to engage this drive when the collective pitch of the propellers c o is below the predetermined value.
CLAIMS
1 - A rotary wing aircraft having a single main rotor and external twin propellers, in which means are provided to counterbalance the torque of the rotor by a moment resulting from the differential thrust of the two propellers, which are provided with means for adjusting their not collectively and means to regulate their step differentially.