<Desc/Clms Page number 1>
EMI1.1
<Desc/Clms Page number 2>
Le demandeur n'ignore pas qu'aucun document joint au dossier d'un brevet d'invention ne peut être de nature à apporter, soit à la description, soit aux dessins, des modifications de fond et déclare que le contenu de cette note n'apporte pas de telles modifications et n'a d'autre objet que de signaler une ou plusieurs erreurs matérielles.
Il reconnaît que le contenu de cette note ne peut avoir pour effet de rendre valable totalement ou partiellement le brevet N PV 49. 960 si celui-ci ne l'était pas en tout ou en partie en vertu de la législation actuellement en vigueur.
Il autorise l'administration à joindre cette note au dossier du brevet et à en délivrer photocopie.
Ci-joint 100,-frs en timbres fiscaux en vue du paiement de la taxe perçue pour les notifications de l'espèce.
Veuillez agréer, Messieurs, nos salutations distinguées.
/
<Desc/Clms Page number 3>
"Voilure pour giravion et giravion pourvu d'une telle voilure"
La présente invention est relative à une voilure pour giravion, comprenant au moins un rotor muni de pales articulées chacune autour d'un axe longitudinal.
Les hélicoptères, par exemple, connus jusqu'à présent, comportent une commande séparée pour le réglage de l'angle d'attaque ou du pas cyclique des pales. Ceci présente non seulement l'inconvénient de compliquer la construction mécanique des hélicoptères, mais exige en outre du pilote des connaissances relativement poussées du système de commande et une longue expérience pour manoeuvrer de tels hélicoptères.
<Desc/Clms Page number 4>
Le but de l'invention consiste essentiellement à remédier aux inconvénients préoités et à présenter une voilure t ournante permettant de faciliter considérablement le pilotage. d'un giravion.
A cet effet, la voilure pour giravion, suivant l'in- vention, présente des moyens permettant de régler automatique- ment l'angle d'attaque des pales sous l'action de forces aéro- dynamiques, en fonction de la vitesse de rotation des pales autour de l'arbre du rotor ainsi que de la charge à porter par la voilure et de la vitesse de déplacement de cette dernière.
Suivant une forme de réalisation avantageuse de l'in- vention, le point d'application de la résultante des forces susten- tatrices agissant sur chacune des pales est située en dehors du plan vertical passant par l'axe longitudinal de cette dernière, du côté opposé à son bord d'attaque, lors de la rotation de la pale autour de l'arbre du rotor, un organe d'équilibrage du moment précité étant associé à la pale, le côté de cet organe opposé à la surface portante de la pale présentant une surface inclinée en sens contraire celui de la surface portante précitée par rapport au plan formant, avec la surface portante, l'angle d'attaque de la pale.
L'invention vise également un giravion pourvu de la voilure décrite ci-avant.
D'autres détails et particularités de l'invention res- sortiront de la description des dessins annexés au présent mémoire et qui représentent, à titre d'exemple non limitatif, plusieurs formes de réalisation particulières de l'objet de l'invention.
La figure 1 est une vue schématique et en plan, avec brisures partielles, d'une voilure suivant une première forme de réalisation de l'invention.
La figure 2 est, à plus grande échelle, une coupe sui-
<Desc/Clms Page number 5>
vant la ligne II-II de la figure 1.
Les figures 3, 4, 5 et 6 sont des vues analogues à celle de la figure 2, montrant schématiquement les forces agissant sur la voilure, représentée aux figures 1 et 2, occupant diffé- rentes positions.
La figure 7 est une vue schématique et en plan d'une voilure suivant une deuxième forme de réalisation de l'invention.
Les figures 8 et 9 sont respectivement des sections suivant les lignes VIII-VIII et IX-IX de la figure 7.
La figure 10 est une vue schématique et en plan d'une voilure suivant une troisième forme de réalisation de l'invention.
Les figures 11 et 12 sont respectivement des sections suivant les lignes XI-XL et XII-XII de la figure 10.
La figure 13 est une vue schématique et en élévation. avec brisure partielle, d'un hélicoptère pourvu d'une voilure suivant l'invention.
La figure 14- est une vue en plan correspondant à la figure 13.
Dans les différentes figures, les mêmes chiffres de référence désignent les mêmes éléments ou des éléments analogues.
La voilure tournante 1 montrée aux figures 1 et 2 est constituée d'un rotor 2 muni de deux pales 3 disposées dans le prolongement l'un de l'autre. Les pales 3 peuvent pivoter chacune autour d'un arbre 5 s'étendant suivant un. de leurs axes longi- dudinaux.
Le profil des pales 3 est prolongé, par rapport à l'ar- bre 5, en direction de leur bord de fuite 6. constituant le bord, arrière des pales 3, en considérant le sens de rotation 17 du ro- tor 2. Un organe d'équilibrage 7 est monté de façon rigide sur chacune des pales 3, du coté de leur bord de fuite 6. Cet organe 7 présente, au côté opposé à la surface portante 8 des pales 3,
<Desc/Clms Page number 6>
une surface 9 inclinée en sens contraire celui de la surface portante 8 par rapport au plan 10 formant avec cette dernière l'angle d'attaque i des pales 3, Le plan 10 est parallèle à la direction du vent relatif. La partie 11 de l'organe d'équilibrage 7 présentant la surface inclinée 9 a un profil sensiblement ana- logue à celui des pales 3.
Cette partie 11 N'étend parallèlement aux pales 3 sur une portion de la longueur de ces dernières et à une certaine distance de leur bord de fuite 6, de manière à ménager un espace libre 12 entre le bord de fuite 6 et la partie Il de l'organe d'équilibrage 7. Cette dernière est soutenue par deux barres du support 13 disposés perpendiculairement à l'arbre 5 et sensiblement dans le prolongement'latéral des pales 3.
La figure 3 représente la voilure 1 dans une portion correspondant au vol stationnaire d'un giravion muni de cette voilure.
Dans cette position, la force verticale F, appelée force sustentatrice, agissant sur une pale 3, équilibre la com- posante P du poids du giravion pouvant être localisée mathémati- quement dans une pale 3, sur l'axe de l'arbre de rotation 5 de cette dernière, et la composante verticale Gy d'une force G provenant de l'action du vent relatif sur la surface inclinée 9 de l'organe d'équilibrage 7. La traînée Fx et la composante horizo-ntale Gx de la force G sont équilibrées par la force T appliquée par le moteur non représenté, du rotor 2 sur la pale 3, La force F constitue la résultante des forces aérodynamiques agissant sur la pale 3.
Par ailleurs, suivant l'invention, le moment formé par la force Fy autour de l'axe de l'arbre 5 est contrebalancé par le moment, autour de ce même axe, de la composante Gy.
L'équilibre précité est fonction de la vitesse de rota- tion du rotor et de l'angle d'attaque i des pales 3, qui est
<Desc/Clms Page number 7>
approximativement l'angle formé entre la surface portante 8 de la pale 3 et la direction relative du vent.
En cas d'accélération du mouvement de rotation des pales 3 autour de l'arbre 4 du rotor 2, par une augmentation de la force T, on aura la situation représentée à la figure 4. La vitesse de rotation plus grande des pales 3, obtenue à ce moment, provoque un accroissement des forces Fy et Gy et ceci dans un rapport relatif qui permet de maintenir l'équilibre entre les moments précités de ces deux forcés Fy et Gy. Par contre, la force P étant constante, l'accroissement de la force Fy donnera une poussée de bas en haut sur la pale 3, sans que, par suite de l'équilibre précité des moments, l'angle d'attaque i augmente.
Cependant, aussitôt que l'ascension du giravion ait été entamée, une force de réaction agit de haut en bas sur la pale 3 et sur la surface inclinée 9 de l'organe d'équilibrage 7, de telle sorte qu'un moment dirigé en sens contraire à celui du moment de la force Fy rompt momentanément l'équilibre et fait pivoter la pale 3 autour de son arbre 5 en augmentant l'angle d'attaque i, jusqu'à ce qu'un nouvel équilibre s'établisse entre les forces T, P, Fx, Fy et G et les moments de ces forces autour de l'axe de l'arbre 5.
Dès lors, on a la position des pales 3 représentée à la figure 5 et le giravion subit un mouvement ascendant uniforme à vitesse constante, grâce à l'augmentation de l'angle d'attaque i des pales 3. En effet, cette augmentation d'angle d'attaque donne aux pales 3 un mouvement ascendant en hélice dont l'angle est égal à la différence entre le nouvel angle d'attaque i des pales 3 et l'angle d'attaque des pales 3 en vol stationnaire. Le nouvel angle d'attaque a donc été obtenu automatiquement en augmentant simplement la force T exercée sur les pales 3.
Au contraire, lorsqu'on diminue la force T appliquée aux
<Desc/Clms Page number 8>
pales 3 par le moteur du rotor 2,-une accélération verticale du giravion de haut en bas est d'abord obtenue, puis le giravion descend, dans une nouvelle position d'équilibre représentée à la figure 6, à une vitesse constante. L'angle de 1' hélice décrite par les pales 3 est égal & la différence entre l'angle d'attaque des pales en vol stationnaire, comme montré à la figure 3, et le nouvel angle d'attaque, montré à la figure 6.
En position d'équilibre, les différences entre les vitesses de rotation des pales pour les trois cas examinés;ci- avant sont peu importantes, puisque la résultante Fy des forces sustentatrices diminuée de Gy doit être constante. Seule une augmentation de la charge du giravion ou un mouvement horizontal du giravion nécessite une augmentation de la vitesse de rotation des pales 3.
En effet, par exemple dans ce dernier cas, étant donné que, d'une part, pour obtenir un mouvement horizontal d'un giravion, une inclinaison, par rapport à la verticale, du plan du rotor 2 est nécessaire et que, d'autre part, la force susten- horizontale tatrice Fy est proportionnelle à la projection/de la surface décrite par les pales tout en étant fonction directe de l'angle d'attaque i des pales ainsi que de la vitesse linéaire de ces dernières, une augmentation de la vitesse de rotation des pales 3 est indispensable par suite de la diminution de la surface de la projection horizontale précitée due à l'inclinaison du plan du rotor.
Pour un hélicoptère pourvu de deux voilures suivant l'invention, le pilotage est pratiquement réduit aux opérations suivantes : - un dosage par pédale ou par poignée de la puissance du moteur des rotorsune accélération détermine la montée de l'hélicoptère, une décélération détermine la descende.
<Desc/Clms Page number 9>
la manipulation de deux leviers dont l'inclinaison détermine, éventuellement à l'aide d'un servo-moteur, l'inclinaison de chacun des deux rotors.
L'inclinaison simultanée des deux leviers vers l'avant ou vers l'arrière provoque un déplacement de l'hélicoptère respectivement vers l'avant ou vers l'arrière et ceci à une vitesse proportionnelle au degré de l'inclinaison. Etant donné que, dans ce cas, comme signalé ci-avant, la projection horizontale du plan de rotation des hélices diminue, un réglage de la puissance du moteur par une action sur la poignée ou sur la pédale précitée est nécessaire.
Une inclinaison différenciée des deux leviers précités provoque la rotation de l'hélicoptère vers la gauche ou vers la' droite suivant que le levier droit ou gauche se trouve le plus en avant. En relâchant les 2 leviers, l'appareil s'immobilise par rapport à l'air dans lequel il évolue.
Le pilotage d'un giravion, et en particul'er d'un hélicoptère, est, par l'inclinaison automatique des pales 3 comme décrit ci-avant, devenu extrêmement simple.
Les figures 7 à 9 montrent une voilure 1 réalisée suivant une deuxième forme de réalisation de l'invention et dans laquelle les organes d'équilibrage 7 sont intégrés dans les pales 3 par suite d'une forme torsadée donnée à ces dernières suivant la direction de leur axe de rotation 5. Les organes d'équilibrage 7 sont formés par les parties des pales 3 situées à proximité de l'arbre 4 du rotor 2. Les faces supérieures 9 de ces parties 7 sont inclinées en sens contraire à celui de la surface portante 8 des autres parties des) .pales 3 par rapport au plan 10 formant avec la surface portante 8 l'angle d'attaque des pales 3.
Les figures 10 à 12 représentent une voilure 1 réalisée
<Desc/Clms Page number 10>
suivant une troisième forme de réalisation de l'invention et dans laquelle les organes d'équilibrage 7 sont également intégrés dans les pales 3. Ces organes d'équilibrage 7 sont formés par des parties élargies des pales situées à proximité de l'arbre 4 du rotor 2. Les faces supérieures 9 de ces parties 7 sont inclinées en sens contraire à celui de la surface portante 8 des autres parties plus étroites des pales 3.
Les phénomènes aérodynamiques qui se produisent sur les pales 3 représentées aux figures 7 à 12 sont les mêmes que ceux qui se produisent sur les pales 3 représentées aux figures 1 à 6 et qui ont été exposés ci-avant.
Les figures 13 et 14 montrent un hélicoptère pourvu d'une voilure 1 suivant l'invention. Cette voilure 1 présente deux rotors latéraux 2a et 2b disposés de part et d'autre de la carlingue 14 de l'hélicoptère.
Chacun des rotors 2a et 2b présente deux pales 3 disposées dans le prolongement l'une de l'autre et munies chacune d'un organe d'équilibrage 7 du type décrit ci-avant. Les pales 3 du rotor 2a sont déphasées de 90 par rapport aux pales 3 du rotor 2b. Les arbres 4 des rotors 2a et 2b pivotent autour d'un arbre horizontal 15.
Le moteur de l'hélicoptère pourrait par exemple être un moteur à pistons qui entraînerait soit une pompe à l'huile alimen- tant deux moteurs hydrauliques placés en série et actionnant les hélices avec la réduction souhaitée, soit un réducteur à deux arbres de sorte, etc..., ces différents éléments n'étant pas représentés aux figures 7 et 8.
Il est bien entendu que l'invention n'est pas limitée aux formes de réalisation décrites, mais que bien des variantes peuvent être envisagées sans sortir du cadre du présent brevet.
C'est ainsi que la voilure suivant l'invention est
<Desc/Clms Page number 11>
applicable sur tout genre de giration: qu'elle peut par exemple être constituée d'un rotor à plus de deux pales= que la forme des pale* peut 'écarter de celle* de* figure*; etc,,, REVENDICATIONS
1. Voilure pour giravion, compenant au moins un rotor muni de pales articulées chacune autour d'un axe longitudinal, cette voilure étant caractérisée en ce qu'elle présente des moyens permettant de régler automatiquement l'angle d'attaque des pales sous l'action de forces aérodynamiques, en fonction de la vitesse de rotation des pales autour de l'arbre du rotor ainsi que de la charge à porter par la voilure et de la vitesse de déplacement de cette dernière.
<Desc / Clms Page number 1>
EMI1.1
<Desc / Clms Page number 2>
The applicant is aware that no document attached to the file of a patent for invention can be of a nature to make, either to the description or to the drawings, substantive modifications and declares that the content of this note no 'make no such changes and has no other purpose than to report one or more material errors.
He acknowledges that the content of this note cannot have the effect of making patent N PV 49.960 totally or partially valid if it was not fully or partially valid under the legislation currently in force.
He authorizes the administration to attach this note to the patent file and to issue a photocopy thereof.
Herewith 100, -frs in fiscal stamps for the payment of the tax collected for the notifications of the species.
Please accept, Gentlemen, our best regards.
/
<Desc / Clms Page number 3>
"Wing for rotorcraft and rotorcraft provided with such a wing"
The present invention relates to a wing for a rotorcraft, comprising at least one rotor provided with blades each articulated around a longitudinal axis.
Helicopters, for example, known heretofore, have a separate control for adjusting the angle of attack or the cyclic pitch of the blades. This not only has the drawback of complicating the mechanical construction of helicopters, but also requires the pilot to have relatively advanced knowledge of the control system and a long experience to maneuver such helicopters.
<Desc / Clms Page number 4>
The object of the invention consists essentially in overcoming the anticipated drawbacks and in presenting a rotary wing making it possible to considerably facilitate piloting. of a rotorcraft.
To this end, the rotorcraft wing, according to the invention, has means making it possible to automatically adjust the angle of attack of the blades under the action of aerodynamic forces, as a function of the speed of rotation. blades around the rotor shaft as well as the load to be carried by the airfoil and the speed of movement of the latter.
According to an advantageous embodiment of the invention, the point of application of the resultant of the lifting forces acting on each of the blades is located outside the vertical plane passing through the longitudinal axis of the latter, on the side. opposite to its leading edge, during the rotation of the blade around the rotor shaft, a device for balancing the aforementioned moment being associated with the blade, the side of this device opposite to the bearing surface of the blade having a surface inclined in the opposite direction to that of the aforementioned bearing surface relative to the plane forming, with the bearing surface, the angle of attack of the blade.
The invention also relates to a rotorcraft provided with the airfoil described above.
Other details and particularities of the invention will emerge from the description of the drawings appended hereto and which represent, by way of nonlimiting example, several particular embodiments of the subject of the invention.
FIG. 1 is a schematic and plan view, with partial breakages, of a wing according to a first embodiment of the invention.
Figure 2 is, on a larger scale, a section following
<Desc / Clms Page number 5>
before line II-II of figure 1.
Figures 3, 4, 5 and 6 are views similar to that of Figure 2, schematically showing the forces acting on the airfoil, shown in Figures 1 and 2, occupying different positions.
FIG. 7 is a schematic and plan view of an airfoil according to a second embodiment of the invention.
Figures 8 and 9 are sections along lines VIII-VIII and IX-IX of Figure 7, respectively.
FIG. 10 is a schematic and plan view of an airfoil according to a third embodiment of the invention.
Figures 11 and 12 are sections along lines XI-XL and XII-XII of figure 10, respectively.
Figure 13 is a schematic and elevational view. with partial breakage, of a helicopter provided with a wing according to the invention.
Figure 14- is a plan view corresponding to Figure 13.
In the various figures, the same reference numerals designate the same elements or similar elements.
The rotary airfoil 1 shown in Figures 1 and 2 consists of a rotor 2 provided with two blades 3 arranged in the continuation of one another. The blades 3 can each pivot around a shaft 5 extending along one. of their longitudinal axes.
The profile of the blades 3 is extended, with respect to the shaft 5, in the direction of their trailing edge 6. constituting the rear edge of the blades 3, considering the direction of rotation 17 of the rotor 2. A balancing member 7 is rigidly mounted on each of the blades 3, on the side of their trailing edge 6. This member 7 has, on the side opposite the bearing surface 8 of the blades 3,
<Desc / Clms Page number 6>
a surface 9 inclined in the opposite direction that of the bearing surface 8 with respect to the plane 10 forming with the latter the angle of attack i of the blades 3, the plane 10 is parallel to the direction of the relative wind. Part 11 of the balancing member 7 having the inclined surface 9 has a profile substantially similar to that of the blades 3.
This part 11 N extends parallel to the blades 3 over a portion of the length of the latter and at a certain distance from their trailing edge 6, so as to provide a free space 12 between the trailing edge 6 and the part II of the balancing member 7. The latter is supported by two support bars 13 arranged perpendicular to the shaft 5 and substantially in the lateral prolongation of the blades 3.
FIG. 3 represents the wing 1 in a portion corresponding to the hovering flight of a rotorcraft provided with this wing.
In this position, the vertical force F, called the lifting force, acting on a blade 3, balances the component P of the weight of the rotorcraft which can be mathematically localized in a blade 3, on the axis of the rotation shaft. 5 of the latter, and the vertical component Gy of a force G coming from the action of the relative wind on the inclined surface 9 of the balancing member 7. The drag Fx and the horizontal component Gx of the force G are balanced by the force T applied by the motor, not shown, of the rotor 2 on the blade 3, The force F constitutes the result of the aerodynamic forces acting on the blade 3.
Furthermore, according to the invention, the moment formed by the force Fy around the axis of the shaft 5 is counterbalanced by the moment, around this same axis, of the component Gy.
The aforementioned balance is a function of the speed of rotation of the rotor and of the angle of attack i of the blades 3, which is
<Desc / Clms Page number 7>
approximately the angle formed between the airfoil 8 of the blade 3 and the relative direction of the wind.
In the event of acceleration of the rotational movement of the blades 3 around the shaft 4 of the rotor 2, by an increase in the force T, we will have the situation shown in figure 4. The higher rotational speed of the blades 3, obtained at this moment, causes an increase in the forces Fy and Gy and this in a relative relation which makes it possible to maintain the equilibrium between the aforementioned moments of these two forces Fy and Gy. On the other hand, the force P being constant, the increase of the force Fy will give a thrust from bottom to top on the blade 3, without, as a result of the aforementioned balance of moments, the angle of attack i increasing.
However, as soon as the ascent of the rotorcraft has started, a reaction force acts up and down on the blade 3 and on the inclined surface 9 of the balancing member 7, so that a moment directed in direction opposite to that of the moment of force Fy momentarily breaks the balance and rotates the blade 3 around its shaft 5, increasing the angle of attack i, until a new equilibrium is established between the forces T, P, Fx, Fy and G and the moments of these forces around the axis of the shaft 5.
Consequently, we have the position of the blades 3 shown in FIG. 5 and the rotorcraft undergoes a uniform upward movement at constant speed, thanks to the increase in the angle of attack i of the blades 3. In fact, this increase d The angle of attack gives the blades 3 a helical upward movement the angle of which is equal to the difference between the new angle of attack i of the blades 3 and the angle of attack of the blades 3 in hovering flight. The new angle of attack was therefore obtained automatically by simply increasing the force T exerted on the blades 3.
On the contrary, when the force T applied to the
<Desc / Clms Page number 8>
blades 3 by the motor of the rotor 2, a vertical acceleration of the rotorcraft from top to bottom is first obtained, then the rotorcraft descends, into a new position of equilibrium shown in FIG. 6, at a constant speed. The angle of the propeller described by the blades 3 is equal to the difference between the angle of attack of the hovering blades, as shown in Figure 3, and the new angle of attack, shown in Figure 6. .
In the equilibrium position, the differences between the rotational speeds of the blades for the three cases examined above are not very important, since the resultant Fy of the lifting forces reduced by Gy must be constant. Only an increase in the load of the rotorcraft or a horizontal movement of the rotorcraft requires an increase in the speed of rotation of the blades 3.
Indeed, for example in the latter case, given that, on the one hand, to obtain a horizontal movement of a rotorcraft, an inclination, with respect to the vertical, of the plane of the rotor 2 is necessary and that, of on the other hand, the horizontal lifting force Fy is proportional to the projection / of the surface described by the blades while being a direct function of the angle of attack i of the blades as well as of the linear speed of the latter, an increase the speed of rotation of the blades 3 is essential as a result of the reduction in the area of the aforementioned horizontal projection due to the inclination of the plane of the rotor.
For a helicopter provided with two wings according to the invention, the piloting is practically reduced to the following operations: a dosage by pedal or by handle of the power of the motor of the rotors an acceleration determines the rise of the helicopter, a deceleration determines the descent .
<Desc / Clms Page number 9>
the manipulation of two levers the inclination of which determines, optionally using a servo-motor, the inclination of each of the two rotors.
The simultaneous inclination of the two levers forward or backward causes the helicopter to move forward or backward respectively and this at a speed proportional to the degree of the tilt. Given that, in this case, as indicated above, the horizontal projection of the plane of rotation of the propellers decreases, an adjustment of the power of the engine by an action on the handle or on the aforementioned pedal is necessary.
A differentiated inclination of the two aforementioned levers causes the helicopter to rotate to the left or to the right depending on whether the right or left lever is located furthest forward. By releasing the 2 levers, the device is immobilized in relation to the air in which it is moving.
The piloting of a rotorcraft, and in particular of a helicopter, is, by the automatic tilting of the blades 3 as described above, become extremely simple.
Figures 7 to 9 show an airfoil 1 produced according to a second embodiment of the invention and in which the balancing members 7 are integrated into the blades 3 as a result of a twisted shape given to the latter in the direction of their axis of rotation 5. The balancing members 7 are formed by the parts of the blades 3 located near the shaft 4 of the rotor 2. The upper faces 9 of these parts 7 are inclined in the opposite direction to that of the surface bearing 8 of the other parts of the blades 3 with respect to the plane 10 forming with the bearing surface 8 the angle of attack of the blades 3.
Figures 10 to 12 show a wing 1 made
<Desc / Clms Page number 10>
according to a third embodiment of the invention and in which the balancing members 7 are also integrated into the blades 3. These balancing members 7 are formed by widened parts of the blades located near the shaft 4 of the rotor 2. The upper faces 9 of these parts 7 are inclined in the opposite direction to that of the bearing surface 8 of the other narrower parts of the blades 3.
The aerodynamic phenomena which occur on the blades 3 shown in Figures 7 to 12 are the same as those which occur on the blades 3 shown in Figures 1 to 6 and which have been explained above.
Figures 13 and 14 show a helicopter provided with a wing 1 according to the invention. This wing 1 has two lateral rotors 2a and 2b arranged on either side of the cabin 14 of the helicopter.
Each of the rotors 2a and 2b has two blades 3 arranged in the extension of one another and each provided with a balancing member 7 of the type described above. The blades 3 of the rotor 2a are out of phase by 90 with respect to the blades 3 of the rotor 2b. The shafts 4 of the rotors 2a and 2b pivot around a horizontal shaft 15.
The helicopter engine could for example be a piston engine which would drive either an oil pump supplying two hydraulic motors placed in series and actuating the propellers with the desired reduction, or a reduction gear with two shafts so, etc ..., these different elements not being shown in Figures 7 and 8.
It is understood that the invention is not limited to the embodiments described, but that many variants can be envisaged without departing from the scope of the present patent.
Thus the wing according to the invention is
<Desc / Clms Page number 11>
applicable on any kind of gyration: that it can for example consist of a rotor with more than two blades = that the shape of the blades * can deviate from that * of * figure *; etc ,,, CLAIMS
1. Wing for rotorcraft, comprising at least one rotor provided with blades each articulated around a longitudinal axis, this wing being characterized in that it has means for automatically adjusting the angle of attack of the blades under the action of aerodynamic forces, as a function of the speed of rotation of the blades around the shaft of the rotor as well as the load to be carried by the airfoil and the speed of displacement of the latter.