WO2017174288A1 - Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere - Google Patents

Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere Download PDF

Info

Publication number
WO2017174288A1
WO2017174288A1 PCT/EP2017/055544 EP2017055544W WO2017174288A1 WO 2017174288 A1 WO2017174288 A1 WO 2017174288A1 EP 2017055544 W EP2017055544 W EP 2017055544W WO 2017174288 A1 WO2017174288 A1 WO 2017174288A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotor
plate
pitch
blades
cyclic
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/EP2017/055544
Other languages
English (en)
Inventor
Hubert Antoine
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
SAGITA SA
Original Assignee
SAGITA SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SAGITA SA filed Critical SAGITA SA
Priority to US16/091,528 priority Critical patent/US10696389B2/en
Publication of WO2017174288A1 publication Critical patent/WO2017174288A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/32—Blade pitch-changing mechanisms mechanical
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
    • B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/72—Means acting on blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/80—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement for differential adjustment of blade pitch between two or more lifting rotors

Definitions

  • the present invention relates to an improvement of the levitation and propulsion control device in the case of a rotorcraft rotor, such as a helicopter or gyroplane, direct drive by turbine.
  • the driving force of the rotor is created by the expansion and ejection of pressurized gas and not by a mechanical device connected to the fuselage of the device.
  • a mechanical device connected to the fuselage of the device.
  • Such a machine has two counter-rotating rotors, the gyroscopic moments are canceled, which avoids the use of a tail rotor. Piloting is simplified and the reliability of the device increased.
  • the essential element allowing the pilot to transmit to the main rotor blades the collective pitch and cyclic pitch is the swashplate.
  • this comprises two annular platens assembled by a ball bearing and mounted concentrically around the main rotor shaft, which is rotated by the engines via the gearbox and ends with a hub on which are articulated the blades.
  • the two trays superimposed slide and swivel around the rotor shaft.
  • the lower plate is fixed relative to the structure of the helicopter and the upper plate rotates with the rotor.
  • On the upper plate are fixed pitch rods, each being connected to a blade and varying its angle of incidence.
  • the lower plate inclined and / or moved along the axis of the rotor by the controls, thanks to a ball joint bearing, transmits these movements to the upper plate to which it is linked.
  • control collective corresponds to an axial translation of all the two plates, obtained by axial sliding of the hinge mechanism along the rotor shaft and the cyclic pitch control corresponds to an overall inclination of the two plates relative to the rotor shaft, through said mechanism.
  • Document FR 2 890 375 A1 discloses a rotary wing control assembly comprising at least two coaxial and counter-rotating rotors, each fixed on a rotor shaft and associated with a swashplate, each swashplate consisting of two rotating elements relative to each other.
  • each swashplate comprising one of its rotating elements rotatably connected to the associated rotor and each swashplate being further provided with means allowing its inclination with respect to its associated rotor as well as means for transmitting its inclination in the form of attack inclination of the blades of its associated rotor
  • the control assembly comprising means permanently imposing the same inclination of two cyclic trays, characterized in that it comprises yaw control means adapted to impose a translation movement to one of the rotor shafts with respect to another rotor shaft of a set of two rotors in order to vary the torque applied to at least one of the rotors.
  • This configuration has the corollary that the rotational speeds of the two rotors are not necessarily equal, these speeds being determined by the drag resistance of the blades to the respective motor pairs of the turbines of the two rotors, which are equal.
  • the first rotor will rotate faster than the second rotor in such a way that the resistant couples of the two rotors are balanced.
  • a linear variation between the limit values of each rotor is suitable to keep the rotational speeds more or less equal.
  • a cyclic pitch oscillating around zero which gives the blades a variable incidence in azimuth and the rotor a control function in pitch and roll.
  • the swashplate controlling the incidence of the blades is mounted on a ball that allows it to switch to give cyclic pitch and to translate along the axis of the rotor to give the general step.
  • the REDT rotor must have a variable general pitch from one rotor to another, while having the same cyclic pitch on both rotors.
  • Some contrarotating rotor systems such as for example the Kamov system, which have a general differential pitch mechanism and adjustable in flight from one rotor to the other, are already known. This mechanism acts on the distance between the two cyclic trays via a linkage housed inside the mast and allows to differentiate the general pitch of the rotors to control the apparatus yaw.
  • the present invention aims to provide, in the case of a helicopter rotor system with a direct turbine drive (REDT), coaxial counter-rotating rotors whose respective speeds of rotation are as equal as possible, in absolute value. .
  • REDT direct turbine drive
  • the invention aims to provide a swashplate device designed to allow the REDT rotor to have a variable general pitch from one rotor to another, while keeping the same cyclic step on the two rotors.
  • the present invention relates to a device for controlling the collective pitch and the cyclic pitch of rotorcraft rotor blades, of the direct drive type by turbine and with counter-rotating coaxial rotors (REDT), said device comprising a lower rotor and an upper rotor mounted concentrically on a common rotor shaft and a first non-rotating plate fixed to the rotorcraft structure and connected to an actuator communicating the collective pitch and cyclic pitch commands, mounted on the one hand displaceable in translation along said shaft and, on the other hand, oscillating with respect to said shaft, by means of a lower swivel mechanism, a second rotating plate, also housed on the lower swivel mechanism so as to be always parallel to the first plate, driven in rotation by a connecting member to the lower rotor and connected to a pitch control lever of each of the blades of the lower rotor by a lower connecting rod, said device also comprising a third plate and a fourth plate, both rotating, driven in rotation by a connecting member to
  • control device of the collective pitch and the cyclic pitch further comprises at least one of the following characteristics or an appropriate combination thereof:
  • the means for ensuring that the third plate is always parallel to the second plate comprise a plurality of connection rods of equal length between the second plate and the third plate, and which are parallel to the common rotor shaft;
  • the number of connecting rods is at least equal to 3;
  • the third plate is connected to the pitch control lever of each of the blades of the lower rotor by a lower connecting rod;
  • the device comprises means for ensuring a different collective pitch variation on the blades of the upper rotor and on the blades of the lower rotor;
  • the ratio of the pitch control lever of the upper rotor blades and the arm of the pitch control lever of the lower rotor blades is greater than one, which corresponds to at a maximum angular variation of pitch of the lower rotor greater than the maximum angular variation of pitch of the upper rotor.
  • Figure 1 shows a general view in axial section of an embodiment of the helicopter rotor drive system according to the present invention.
  • Figure 2 shows a plan view normal to the axis of the rotor shaft showing the respective pitch control levers of the blades of the lower rotor and the upper rotor.
  • FIG. 3 represents the respective lifts at the end of the arms of the two cyclic trays.
  • FIG. 1 One embodiment of the invention is shown in Figure 1.
  • the set of cyclic trays consists of four trays, respectively from bottom to top, a first plate A, a second plate B, a third plate C and a fourth plate D, all four slidably mounted on the shaft or the axis E mast of the rotor REDT and which all have the same translation movement for the general pitch and the same inclination movement for the cyclic pitch.
  • the first plate A does not rotate, it is fixed relative to the shaft of the device and receives the flight controls F for the general pitch and the cyclic pitch: as it is known to those skilled in the art , the first plate A is translated along the axis O for the general pitch and tilts according to the direction and the amplitude of cyclic pitch required, thanks to a ball joint Si.
  • the second plate B is housed on the same ball Si as the plate A and is therefore always parallel to A. It rotates with the lower rotor 1 and controls the pitch levers pi via the respective bi connecting rods, parallel to the axis of the rotor.
  • the second plate B is further connected to the third plate C as follows.
  • the third plate C housed on a ball joint Ss, is connected to the second plate B by 3 connecting rods n of equal length and parallel to the axis of the rotor.
  • the third plate C rotates with the lower rotor and is always parallel to the plate B, whatever the inclination of the latter.
  • the third plate C therefore receives the same inclination and the same translation as the second plate B.
  • the fourth plate D is housed on the same ball Ss as the plate C and is therefore always parallel to the plate C. It rotates with the upper rotor 2 and controls the pitch levers ps, via the respective connecting rods bs , parallel to the axis of the rotor.
  • a variant for this arrangement is to control the levers of the lower rotor by the third plate C and not by the second plate B, but this does not change the principle of the invention.
  • FIG. 2 normal to the axis O of the mast E, shows the pitch control levers pi of the lower rotor blades and the pitch control levers ps of the upper rotor blades.
  • the pitch control that arrives at points Ai and As must be on a line at an angle ⁇ with the axis of the blade. This gives a phase advance ⁇ between the cyclic pitch control and the blade, and ensures that the two rotors have inclinations parallel to each other and to the cyclic plates and therefore they are not likely to meet.
  • the cyclic plates have respective arms of length li for the second plate B and Is for the fourth plate D.
  • the connecting rods bi and bs between the arm end and the lever lever are parallel to the axis of the rotor, so that these two points are always confused in Figure 2.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Dispositif de commande du pas collectif et du pas cyclique des pales de rotor de giravion, du type à entraînement direct par turbine et à rotors coaxiaux contrarotatifs (REDT), ledit dispositif comprenant des moyens pour assurer que le troisième plateau (C) est toujours parallèle au deuxième plateau (B), c'est-à-dire que le troisième plateau (C) reçoit la même translation et la même inclinaison que le deuxième plateau (B) par les commandes respectives de pas collectif et de pas cyclique.

Description

SYSTEME DE PLATEAU CYCLIQUE POUR ROTOR D'HELICOPTERE Objet de l'invention
[0001] La présente invention se rapporte à une amélioration du dispositif de commande en sustentation et en propulsion dans le cas d'un rotor de giravion, tel qu'un hélicoptère ou autogire, à entraînement direct par turbine.
[0002] Dans le type de rotor dit thermopropulsé, la force d'entraînement du rotor est créée par la détente et l'éjection de gaz sous pression et non pas par un dispositif mécanique lié au fuselage de l'appareil. Un tel engin possède deux rotors contrarotatifs, dont les moments gyroscopiques s'annulent, ce qui permet d'éviter l'utilisation d'un rotor de queue. Le pilotage est simplifié et la fiabilité de l'appareil augmentée. Etat de la technique
[0003] Il est bien connu que les variations de portance et de traction assurées par un rotor principal d'hélicoptère sont assurées d'une part en modifiant uniformément l'incidence (ou le pas) des pales grâce à la commande de pas collectif et d'autre part en modifiant le pas de chacune des pales individuellement et cycliquement, grâce à la commande de pas cyclique.
[0004] L'élément essentiel permettant au pilote de transmettre aux pales du rotor principal les commandes de pas collectif et de pas cyclique est le plateau cyclique.
[0005] Selon un exemple de plateau cyclique parmi d'autres dans l'art antérieur, celui-ci comprend deux plateaux annulaires assemblés par un roulement à billes et montés concentriques autour de l'arbre du rotor principal, lequel est entraîné en rotation par les moteurs via la boîte de transmission et se termine par un moyeu sur lequel sont articulées les pales. Les deux plateaux superposés coulissent et rotulent autour de l'arbre du rotor. Le plateau inférieur est fixe par rapport à la structure de l'hélicoptère et le plateau supérieur tourne avec le rotor. Sur le plateau supérieur sont fixées des biellettes de pas, chacune étant reliée à une pale et faisant varier son angle d'incidence. Le plateau inférieur, incliné et/ou déplacé selon l'axe du rotor par les commandes, grâce à une rotule à palier, transmet ces mouvements au plateau supérieur auquel il est lié.
[0006] La commande de pas collectif (ou général) correspond dès lors à une translation axiale de l'ensemble des deux plateaux, obtenue par glissement axial du mécanisme d'articulation le long de l'arbre du rotor et la commande de pas cyclique correspond à une inclinaison d'ensemble des deux plateaux par rapport à l'arbre du rotor, grâce audit mécanisme.
[0007] Parmi les brevets ou demandes de brevet décrivant des mécanismes de plateaux cycliques, citons par exemple : EP 0 162 773 A1 , WO 2009/010644 A2, etc. Le document FR 2 890 375 A1 divulgue un ensemble de commande de voilure tournante comprenant au moins deux rotors coaxiaux et contrarotatifs, fixés, chacun, sur un arbre de rotor et associé à un plateau cyclique, chaque plateau cyclique consistant en deux éléments tournants relativement l'un à l'autre, chaque plateau cyclique comprenant l'un de ses éléments tournants assujetti en rotation au rotor associé et chaque plateau cyclique étant en outre muni de moyens autorisant son inclinaison par rapport à son rotor associé ainsi que des moyens de transmission de son inclinaison sous la forme d'inclinaison d'attaque des pales de son rotor associé, l'ensemble de commande comprenant des moyens imposant en permanence une même inclinaison de deux plateaux cycliques, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de commande en lacet aptes à imposer un mouvement de translation à l'un des arbres de rotor par rapport à un autre arbre de rotor d'un ensemble de deux rotors afin de faire varier le couple appliqué à au moins l'un des rotors.
[0008] Par ailleurs, on connaît un système d'entraînement de rotor d'hélicoptère, appelé Rotor à Entraînement Direct par Turbine (REDT), qui est décrit par exemple dans les documents EP 1 990 275 B1 , US 3,417,825 A, FR 2 532 273 A1 , US 4,589,61 1 A, etc. Ce système se caractérise par la présence de deux rotors principaux coaxiaux contrarotatifs montés sur un axe vertical : un rotor supérieur et un rotor inférieur. [0009] Ces deux rotors sont entraînés par des turbines coaxiales contrarotatives n'ayant aucun étage fixé au fuselage. Dès lors le couple moteur d'une turbine est compensé exactement par celui de l'autre turbine.
[0010] Cette configuration a comme corollaire que les vitesses de rotation des deux rotors ne sont pas nécessairement égales, ces vitesses étant déterminées par la résistance de traînée des pales aux couples moteurs respectifs des turbines des deux rotors, lesquels sont égaux.
[0011] Si, par exemple, les pales d'un premier rotor sont à plus faible angle d'attaque et donc plus faible coefficient de traînée que celles du second rotor, ce premier rotor tournera plus vite que le second rotor de telle façon que les couples résistants des deux rotors s'équilibrent.
[0012] L'expérience montre qu'il est souhaitable que les deux rotors à turbine REDT aient leurs vitesses de rotation respectives les plus égales possible, en valeur absolue. En effet, les puissances des deux turbines sont alors égales, leur rendement est optimal et les couples gyroscopiques des deux rotors s'annulent.
[0013] L'expérience montre aussi que, pour y arriver, il faut donner environ 1 ° de plus en incidence aux pales du rotor inférieur par rapport au rotor supérieur quand l'appareil est à puissance quasi maximale, en vol stationnaire. Par exemple, on donnera 9° d'incidence pour le rotor supérieur et 10° pour le rotor inférieur.
[0014] Par contre, à puissance nulle en autorotation, les essais montrent que la situation est inversée : il faut donner environ 1 ° de plus en incidence aux pales du rotor supérieur par rapport à celles du rotor inférieur. Par exemple, on donnera 3° d'incidence pour le rotor supérieur et 2° pour le rotor inférieur.
[0015] Ces valeurs sont indicatives et dépendent notamment de la géométrie du rotor.
[0016] Ces incidences variables sont gérées par la commande de pas général : on aura dans l'exemple ci-dessus une course de 9°-3° = 6° sur le pas général du rotor supérieur et une course de 10°-2° = 8° sur le pas général du rotor inférieur. [0017] Pour les niveaux intermédiaires de pas général, une variation linéaire entre les valeurs limites de chaque rotor convient pour garder les vitesses de rotation plus ou moins égales.
[0018] Au pas général se superpose également, comme mentionné ci-dessus, un pas cyclique oscillant autour de zéro, et qui donne aux pales une incidence variable en azimut et au rotor une fonction de commande en tangage et roulis. A cette fin, le plateau cyclique commandant l'incidence des pales est monté sur une rotule qui lui permet de basculer pour donner du pas cyclique et de se translater le long de l'axe du rotor pour donner du pas général.
[0019] Dans le cas présent du rotor REDT, il est important que, quelle que soit la levée de pas général, la variation de pas cyclique soit la même pour les deux rotors, afin que ces deux rotors s'inclinent avec le même angle, sinon ils risqueraient de se rencontrer.
[0020] Le rotor REDT doit donc avoir un pas général variable d'un rotor à l'autre, tout en ayant le même pas cyclique sur les deux rotors.
[0021] On connaît déjà certains systèmes à rotors contrarotatifs, comme par exemple le système Kamov, qui ont un mécanisme de pas général différentiel et réglable en vol d'un rotor à l'autre. Ce mécanisme agit sur la distance entre les deux plateaux cycliques via une tringlerie logée à l'intérieur du mât et permet de différentier le pas général des rotors en vue de contrôler l'appareil en lacet.
Buts de l'invention
[0022] La présente invention vise à fournir, dans le cas d'un système de rotor d'hélicoptère à entraînement direct par turbine (REDT), des rotors coaxiaux contrarotatifs dont les vitesses de rotation respectives sont les plus égales possible, en valeur absolue.
[0023] En particulier, l'invention a pour but de proposer un dispositif de plateau cyclique conçu pour permettre au rotor REDT d'avoir un pas général variable d'un rotor à l'autre, tout en gardant le même pas cyclique sur les deux rotors. Principaux éléments caractéristiques de l'invention
[0024] La présente invention se rapporte à un dispositif de commande du pas collectif et du pas cyclique des pales de rotor de giravion, du type à entraînement direct par turbine et à rotors coaxiaux contrarotatifs (REDT), ledit dispositif comprenant un rotor inférieur et un rotor supérieur montés concentriques sur un arbre de rotor commun ainsi qu'un premier plateau, non tournant, fixé à la structure du giravion et relié à un actionneur lui communiquant les commandes de pas collectif et de pas cyclique, monté d'une part déplaçable en translation le long dudit arbre et d'autre part oscillant par rapport audit arbre, par l'intermédiaire d'un mécanisme à rotule inférieure, un deuxième plateau, tournant, logé également sur le mécanisme à rotule inférieure de manière à être toujours parallèle au premier plateau, entraîné en rotation par un organe de liaison au rotor inférieur et relié à un levier de commande de pas de chacune des pales du rotor inférieur par une biellette de connexion inférieure, ledit dispositif comprenant également un troisième plateau et un quatrième plateau, tous deux tournants, entraînés en rotation par un organe de liaison au rotor inférieur ou au rotor supérieur et logés sur un mécanisme à rotule supérieure de manière à être toujours parallèle entre eux, le quatrième plateau étant relié à un levier de commande de pas de chacune des pales du rotor supérieur par une biellette de connexion supérieure, ledit dispositif comprenant des moyens pour assurer que le troisième plateau soit toujours parallèle au deuxième plateau, c'est-à-dire que le troisième plateau reçoive la même translation et la même inclinaison que le deuxième plateau par les commandes respectives de pas collectif et de pas cyclique, caractérisé en ce que la longueur des leviers de commande de pas des pales du rotor inférieur est inférieure à la longueur des leviers de commande de pas des pales du rotor supérieur.
[0025] Selon des formes d'exécution préférées de l'invention, le dispositif de commande du pas collectif et du pas cyclique comprend en outre au moins une des caractéristiques suivantes ou une combinaison appropriée de celles-ci :
- les moyens pour assurer que le troisième plateau est toujours parallèle au deuxième plateau comprennent une pluralité de bielles de connexion d'égale longueur entre le deuxième plateau et le troisième plateau, et qui sont parallèles à l'arbre de rotor commun ;
- le nombre de bielles de connexion est au moins égal à 3 ;
- alternativement, le troisième plateau est relié au levier de commande de pas de chacune des pales du rotor inférieur par une biellette de connexion inférieure ;
- le dispositif comprend des moyens pour assurer une variation de pas collectif différente sur les pales du rotor supérieur et sur les pales du rotor inférieur ;
- pour une course donnée imposée par la commande de pas collectif, le rapport du bras de levier de commande de pas des pales de rotor supérieur et du bras le levier de commande de pas des pales du rotor inférieur est supérieur à un, ce qui correspond à une variation angulaire maximale de pas du rotor inférieur supérieure à la variation angulaire maximale de pas du rotor supérieur.
Brève description des figures
[0026] La figure 1 représente une vue générale en coupe axiale d'une forme d'exécution du système d'entraînement de rotor d'hélicoptère selon la présente invention.
[0027] La figure 2 représente une vue en plan normale à l'axe de l'arbre du rotor montrant les leviers de commande de pas respectifs des pales du rotor inférieur et du rotor supérieur.
[0028] La figure 3 représente les levées respectives en bout de bras des deux plateaux cycliques.
Description d'une forme d'exécution préférée de l'invention
[0029] Une modalité d'exécution de l'invention est représentée à la figure 1 .
[0030] L'ensemble des plateaux cycliques se compose de quatre plateaux, soit respectivement de bas en haut, un premier plateau A, un deuxième plateau B, un troisième plateau C et un quatrième plateau D, tous quatre montés coulissants sur l'arbre ou le mât E d'axe O du rotor REDT et qui ont tous le même mouvement de translation pour le pas général et le même mouvement d'inclinaison pour le pas cyclique.
[0031] Le premier plateau A ne tourne pas, il est fixe par rapport à l'arbre de l'appareil et reçoit les commandes de vol F pour le pas général et le pas cyclique : comme il est connu de l'homme de métier, le premier plateau A se translate le long de l'axe O pour le pas général et s'incline suivant la direction et l'amplitude de pas cyclique demandées, grâce à une rotule Si.
[0032] Le deuxième plateau B est logé sur la même rotule Si que le plateau A et est donc toujours parallèle à A. Il tourne avec le rotor inférieur 1 et en commande les leviers de pas pi, via les biellettes de connexion respectives bi, parallèles à l'axe du rotor.
[0033] Le deuxième plateau B est en outre connecté au troisième plateau C comme suit. Le troisième plateau C, logé sur une rotule Ss, est relié au deuxième plateau B par 3 bielles de connexion n d'égale longueur et parallèles à l'axe du rotor. Ainsi le troisième plateau C tourne avec le rotor inférieur et est toujours parallèle au plateau B, quelle que soit l'inclinaison de ce dernier. Le troisième plateau C reçoit donc la même inclinaison et la même translation que le deuxième plateau B.
[0034] Le quatrième plateau D est logé sur la même rotule Ss que le plateau C et est donc toujours parallèle au plateau C. Il tourne avec le rotor supérieur 2 et en commande les leviers de pas ps, via les biellettes de connexion respectives bs, parallèles à l'axe du rotor.
[0035] Une variante pour cet agencement est de commander les leviers du rotor inférieur par le troisième plateau C et non par le deuxième plateau B, mais cela ne change rien au principe de l'invention.
[0036] Pour le pas général, les courses de translation des plateaux B et D étant les mêmes, on prévoira des leviers de commande pi de pas des pales du rotor inférieur plus courts que les leviers de commande ps de pas des pales du rotor supérieur. De cette façon, comme représenté sur la figure 2, la même course h donnera des variations de pas Δαί plus grandes sur le rotor inférieur que les variations de pas Aas sur le rotor supérieur. [0037] Si ri est le bras de levier de commande de pas des pales du rotor inférieur et rs le bras de levier de commande de pas des pales du rotor supérieur, on a :
h= Aai.ri = Aas.rs pour Δαί et Aas«1 , et donc
Δαί / Aas = rs / ri.
Par exemple si on impose Δαί = 10°-20=8° et Aas= 90-3°=6°, alors on dimensionnera les leviers pour que rs / ri = 8/6.
[0038] Pour le pas cyclique, la figure 2, normale à l'axe O du mât E, montre les leviers de commande de pas pi des pales du rotor inférieur et les leviers de commande de pas ps des pales du rotor supérieur. La commande de pas qui arrive aux points Ai et As doit se trouver sur une ligne faisant un angle Θ avec l'axe de la pale. Ceci donne une avance de phase Θ entre la commande de pas cyclique et la pale, et garantit que les deux rotors ont des inclinaisons parallèles entre elles et aux plateaux cycliques et que donc ils ne risquent pas de se rencontrer.
[0039] Les plateaux cycliques ont des bras respectifs de longueur li pour le deuxième plateau B et Is pour le quatrième plateau D. Les biellettes de connexion bi et bs entre l'extrémité de bras et celle de levier de pas sont parallèles à l'axe du rotor, ce qui fait que ces deux points sont toujours confondus dans la figure 2.
[0040] Les triangles étant semblables sur la figure 2, on a :
Is/rs = li/ri.
[0041] D'autre part, une même inclinaison γ des plateaux cycliques B et D donnera une levée hs au bout du bras Is du plateau cyclique D plus grande que la levée hi au bout du bras li du plateau cyclique B (voir figure 3).
[0042] On a donc la relation hs = Is.y et hi = Ν.γ pour γ «1 (tgy ~ γ).
[0043] Mais les variations d'angle d'incidence des pales Δαί et Aas seront cependant égales car
Aas = hs/rs = Is.Y/rs = Ν.γ/ri = hi/ri = Δαί, vu que Is/rs = li/ri. [0044] Ce système de plateaux cycliques donne donc un taux de levée de pas général différent sur les pales des rotors supérieur et inférieur mais le même taux de levée pour le pas cyclique, ce qui est le résultat recherché.
Liste des symboles de référence
1 Rotor inférieur
2 Rotor supérieur
A Premier plateau (fixe)
B Deuxième plateau (cyclique)
C Troisième plateau
D Quatrième plateau (cyclique)
F Commandes de vol
E Mât du rotor
O Axe du mât
h Course de translation des plateaux B et D
Ai Intersection entre li et pi (en projection)
As Intersection entre Is et ps (en projection)
bi Biellette de connexion inférieure entre les extrémités de bras et de levier de pas
bs Biellette de connexion supérieure entre les extrémités de bras et de levier de pas
hi Levée au bout de bras li
hs Levée au bout de bras Is
li Bras du plateau B
Is Bras du plateau D
n Biellette de connexion entre plateaux B et C
Pi Levier de commande de pas des pales de rotor inférieur
ps Levier de commande de pas des pales de rotor supérieur
ri Bras de levier de commande de pas des pales de rotor inférieur rs Bras de levier de commande de pas des pales de rotor supérieur
Si Rotule inférieure
Ss Rotule supérieure
Y Inclinaison des plateaux cycliques
Δαί Variation angulaire de pale de rotor inférieur
Aas Variation angulaire de pale de rotor supérieur
Θ Angle entre le bras de plateau cyclique et l'axe de la pale

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de commande du pas collectif et du pas cyclique des pales de rotor de giravion, du type à entraînement direct par turbine et à rotors coaxiaux contrarotatifs (REDT), ledit dispositif comprenant un rotor inférieur (1 ) et un rotor supérieur (2) montés concentriques sur un arbre de rotor commun (E) ainsi qu'un premier plateau (A), non tournant, fixé à la structure du giravion et relié à un actionneur lui communiquant les commandes de pas collectif et de pas cyclique (F), monté d'une part déplaçable en translation le long dudit arbre (E) et d'autre part oscillant par rapport audit arbre (E), par l'intermédiaire d'un mécanisme à rotule inférieure (Si), un deuxième plateau (B), tournant, logé également sur le mécanisme à rotule inférieure (Si) de manière à être toujours parallèle au premier plateau (A), entraîné en rotation par un organe de liaison au rotor inférieur (1 ) et relié à un levier de commande de pas (pi) de chacune des pales du rotor inférieur (1 ) par une biellette de connexion inférieure (bi), ledit dispositif comprenant également un troisième plateau (C) et un quatrième plateau (D), tous deux tournants, entraînés en rotation par un organe de liaison au rotor inférieur (1 ) ou au rotor supérieur (2) et logés sur un mécanisme à rotule supérieure (Ss) de manière à être toujours parallèles entre eux, le quatrième plateau (D) étant relié à un levier de commande de pas (ps) de chacune des pales du rotor supérieur (2) par une biellette de connexion supérieure (bs), ledit dispositif comprenant des moyens pour assurer que le troisième plateau (C) soit toujours parallèle au deuxième plateau (B), c'est-à-dire que le troisième plateau (C) reçoive la même translation et la même inclinaison que le deuxième plateau (B) par les commandes respectives de pas collectif et de pas cyclique, caractérisé en ce que la longueur des leviers de commande de pas (pi) des pales du rotor inférieur (1 ) est inférieure à la longueur des leviers de commande de pas (ps) des pales du rotor supérieur (2).
2. Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les moyens pour assurer que le troisième plateau (C) est toujours parallèle au deuxième plateau (C) comprennent une pluralité de bielles de connexion (n) d'égale longueur entre le deuxième plateau (B) et le troisième plateau (C), et qui sont parallèles à l'arbre de rotor commun.
3 . Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que le nombre de bielles de connexion (n) est au moins égal à 3.
4 . Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, alternativement, le troisième plateau (C) est relié au levier de commande de pas (pi) de chacune des pales du rotor inférieur (1 ) par une biellette de connexion inférieure (bi).
5 . Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour assurer une variation de pas collectif différente sur les pales du rotor supérieur et sur les pales du rotor inférieur.
6 . Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que, pour une course donnée (h) imposée par la commande de pas collectif, le rapport du bras de levier de commande de pas des pales de rotor supérieur (rs) et du bras de levier de commande de pas des pales du rotor inférieur (ri) est supérieur à un, ce qui correspond à une variation angulaire maximale de pas du rotor inférieur (1 ) supérieure à la variation angulaire maximale de pas du rotor supérieur (2).
PCT/EP2017/055544 2016-04-07 2017-03-09 Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere Ceased WO2017174288A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/091,528 US10696389B2 (en) 2016-04-07 2017-03-09 Swash plate system for helicopter rotor

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE2016/5240 2016-04-07
BE2016/5240A BE1023550B1 (fr) 2016-04-07 2016-04-07 Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017174288A1 true WO2017174288A1 (fr) 2017-10-12

Family

ID=56080200

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2017/055544 Ceased WO2017174288A1 (fr) 2016-04-07 2017-03-09 Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10696389B2 (fr)
BE (1) BE1023550B1 (fr)
WO (1) WO2017174288A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111377050A (zh) * 2020-02-24 2020-07-07 深圳联合飞机科技有限公司 一种共轴旋翼操纵装置

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11524776B2 (en) * 2019-05-30 2022-12-13 Avx Aircraft Company Rotor control mechanism
CN112173092B (zh) * 2020-09-25 2023-06-06 中国直升机设计研究所 一种直升机旋翼振动调节系统
CN113086178B (zh) * 2021-04-11 2022-07-19 燕山大学 直升机共轴双旋翼两转三移并联驱动装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3417825A (en) 1967-05-29 1968-12-24 Maurice L. Ramme Helicopter rotor and turbine assembly
FR2532273A1 (fr) 1982-08-24 1984-03-02 Tech Geraete Entwicklung Ges Giravion, en particulier helicoptere, possedant au moins deux pales de rotor animees d'une rotation autour d'un axe sensiblement vertical par une unite motrice
EP0162773A1 (fr) 1984-05-14 1985-11-27 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Dispositif à plateaux cycliques montés sur articulations lamifiées pour la commande du pas des pales d'un rotor
US4589611A (en) 1983-03-01 1986-05-20 Maurice Ramme Air jet reaction contrarotating rotor gyrodyne
FR2890375A1 (fr) 2005-09-08 2007-03-09 Conservatoire Nat Arts Ensemble de commande de voilure tournante
EP1990275A1 (fr) * 2007-05-11 2008-11-12 Antoine Hubert Rotor d'hélicoptère contrarotatif coaxial
WO2009010644A2 (fr) 2007-06-19 2009-01-22 Universite De Technologie De Compiegne Dispositif de commande de pales d'helicoptere ou similaire

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2601090A (en) * 1945-07-20 1952-06-17 Burwell Stanley James Helicopter control
US2665859A (en) * 1950-12-19 1954-01-12 Gyrodyne Company Of America In Aircraft with rotary and fixed wings
US2835331A (en) * 1954-10-20 1958-05-20 Gyrodyne Company Of America In Directional control system for rotary wing aircraft
DE1963931A1 (de) * 1969-12-20 1971-07-15 Dornier Ag Kombinationsflugschrauber

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3417825A (en) 1967-05-29 1968-12-24 Maurice L. Ramme Helicopter rotor and turbine assembly
FR2532273A1 (fr) 1982-08-24 1984-03-02 Tech Geraete Entwicklung Ges Giravion, en particulier helicoptere, possedant au moins deux pales de rotor animees d'une rotation autour d'un axe sensiblement vertical par une unite motrice
US4589611A (en) 1983-03-01 1986-05-20 Maurice Ramme Air jet reaction contrarotating rotor gyrodyne
EP0162773A1 (fr) 1984-05-14 1985-11-27 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Dispositif à plateaux cycliques montés sur articulations lamifiées pour la commande du pas des pales d'un rotor
FR2890375A1 (fr) 2005-09-08 2007-03-09 Conservatoire Nat Arts Ensemble de commande de voilure tournante
EP1990275A1 (fr) * 2007-05-11 2008-11-12 Antoine Hubert Rotor d'hélicoptère contrarotatif coaxial
EP1990275B1 (fr) 2007-05-11 2011-04-20 Hubert Antoine Rotor d'hélicoptère contrarotatif coaxial
WO2009010644A2 (fr) 2007-06-19 2009-01-22 Universite De Technologie De Compiegne Dispositif de commande de pales d'helicoptere ou similaire

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111377050A (zh) * 2020-02-24 2020-07-07 深圳联合飞机科技有限公司 一种共轴旋翼操纵装置

Also Published As

Publication number Publication date
US10696389B2 (en) 2020-06-30
US20190127058A1 (en) 2019-05-02
BE1023550B1 (fr) 2017-05-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2261119B1 (fr) Procédé de contrôle en lacet d'un hélicoptère hybride, et hélicoptère hybride muni d'un dispositif de commande en lacet apte à mettre en oeuvre ledit procédé
CA2255602C (fr) Aerodyne a decollage et atterrissage verticaux
EP1348624B1 (fr) Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor d'aéronef convertible
EP2212197B1 (fr) Engin volant a deux rotors
BE1023550B1 (fr) Systeme de plateau cyclique pour rotor d'helicoptere
EP3560830B1 (fr) Giravion muni d'une voilure tournante et d'au moins deux helices, et procede applique par ce giravion
EP2096030B1 (fr) Hélicoptère muni d'une plurarité d' élèments sustentateurs pourvu d' un volet pour commander l' incidence de ses pales
FR2916418A1 (fr) Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable.
FR2916421A1 (fr) Systeme de commande d'un giravion.
EP0706937B1 (fr) Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor de giravion
EP1165369B1 (fr) Helicoptere a pilotage pendulaire a haute stabilite et a grande manoeuvrabilite
FR3006294A3 (fr) Aeronef a voilure tournante et a soufflante canalisee appartenant aux categories des mini et micro drones
WO2016185265A1 (fr) Drone avec rotor a pas variable
FR2968633A1 (fr) Rotor d'aeronef a ailes rotatives
WO2013026963A1 (fr) Système de rotor d'hélicoptère et hélicoptère comprenant un tel système de rotor
WO2009092898A2 (fr) Plateau cyclique sur rotors
EP2530013A1 (fr) Mécanisme de vrillage d'une pale de rotor pour giravion, et pale
WO2018095934A1 (fr) Actionneur à montage facilité
EP0318477B1 (fr) Perfectionnements aux aeronefs a decollage vertical
WO2004085249A1 (fr) Dispositif de commande de vol pour giravions
FR2939098A1 (fr) Distributeur hydraulique, helicoptere hybride muni d'un tel distributeur hydraulique et procede mis en oeuvre par ce distributeur hydraulique
FR2552395A1 (fr) Perfectionnements apportes aux helices sustentatrices pour aeronefs
FR3123320A1 (fr) Aéronef ayant au moins une hélice et une voilure tournante munie de deux rotors portés par deux demi ailes
BE331615A (fr)
BE475207A (fr)

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17708839

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17708839

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1