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PERFECTIONNEMENTS RELATIFS AUX/¯NEFS MUNIS DE VOILURES OURN.ILïBREMEN . il
La présente invention est relative aux aéronefs du type dans lequel le prinoipal moyen de support dans le vol oomprend un rotor de sustentation, essentiellement constitué par un moyeu monté en vue de la rotation sur un axe sensible- ment verticale et une pluralité de pales de sustentation fixées au moyeu, le rotor pouvant effectuer une rotation oon- tinue sous la seule action du vent dû au vol, et pouvant offrir une sustentation effective à l'aéronef, en raison de la dite rotation continue, bien que des moyens puissent être prévus pour employer une force auxiliaire pour entrainer le ro- tor, soit dans le but de le lancer avant le décollage,
ou pour s'ajouter dans certaines conditions de vol à l'action des forces aérodynamiques pour entretenir la rotation du rotor.
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En outre, le rotor de sustentation est oonstruit de telle sorte que la réaction aérodynamique résultante qui lui est appliquée, exerce un moment de oapotage sensiblement négli- geable dans le roulis, o'est à dire dans un plan oontenant l'axe du rotor et normal à la direotion du vol, autour du oentre du disque formé par le rotor et que les effets gyros- oopiques de préoession sont sensiblement éliminés.
Plus particulièrement, une telle construction du rotor peut comprendre le montage flexible des pales sur le moyeu par des moyens qui présentent des axes de pivotement généralement transversaux par rapport à l'envergure des pales, que les dits axes soient oonstitués par de véritables pivots ou par des liaisons flexibles équivalentes aux pivots virtuels, les dits axes de pivotement étant en général sen- siblement horizontaux ; dans oertains cas, cependant, on peut donner aux axes de pivotement une inclinaison sensible par rapport au plan normal à l'axe de rotation. De plus, les moyens de montage des différentes pales de rotor peuvent oomprendre des axes de pivotement sensiblement verticaux, permettant aux pâles d'opérer des mouvements oscillants indépendants dans le plan général de rotation.
Le but général de la présente invention consiste à prévoir des moyens perfectionnés pour stabiliser et commander un aéronef du type mentionné. Cet objet est atteint en utili- sant un rotor du type mentionné à la fois pour la sustentation principale et pour la commande de l'aéronef dans ses manoeu- vres de vol normal, cette dernière fonotion étant effectuée en variant par oommande l'inclinaison ou la position ou les deux à la fois, de l'axe du rotor par rapport au oorps de l'aéronef, soit dans le sens longitudinal, soit dans le sens latéral ou dans les deux sens à la fois. En appliquant ce principe, on peut obtenir un oontr8le très puissant à la fois dans le tan- guage et le roulis.
En outre, en utilisant certaines caractéris- . tiques de la présente invention, qui seront déorites oi-après, on peut obtenir une oommande appropriée dans les embardées ce
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qui permet de supprimer si on le désire, le gouvernail à oom- mande séparée habituellement employé.
Au moyen des dispositions formant l'objet de la pré- sente invention, un aéronef du type déorit peut être doué d'une telle stabilité dans le tangage et le roulis en utili- sant les caractéristiques stabilisatrices du rotor lui- même que l'emploi d'ailes latérales non rotatives, destinées à la stabilisation dans le roulis, peut être complètement supprimé, et la surfaoe de queue horizontale habituelle, pour stabiliser l'aéronef dans le tangage peut âtre réduive dans une mesure bien plus considérable qu'il n'a été possi- ble de le réaliser jusqu'ici, si elle n'est pas complète- ment éliminée* En même temps, la commande puissante dans le tangage et le roulis fournie par les mouvements oommandés de l'axe du rotor, permet de supprimer si on le désire,
les ailerons et les plans de montée généralement prévus pour la oommande latérale et longitudinale*
Il est en outre, avantageux, de pouvoir réaliser la stabilité lorsque les commandes du pilote sont verrouillées aussi bien que libres. On peut exprimer en d'autres mots cette nécessité en disant qu'en dehors de la stabilité de l'ensemble de l'aéronef, il faut une stabilitédes commandes oar, lorsque le marne organe, dans ce cas le rotor, est em- ployé à la fois dans un but de sustentation et de commande, la condition de stabilité de l'aéronef lorsque les commandes sont libres, implique oelle de la stabilité de la commande, c'est à dire que les commandes du pilote tendent vers une position neutre, si elles sont relâchées.
Lorsque cette condition est remplie, il faut, en outre que lorsqu'on relâche les oommandes, l'aéronef règle son assiette sous une vitesse d'avancement régulière et sans don- ner de la bande d'un côté ou de l'autre latéralement.
Ces conditions sont remplies grâoe à la présente invention, qui sera mieux comprise en se référant aux figures 1 à 5 des dessins annexés dans lesquels on a représenté sché-
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matiquement un aéronef avec son rotor de sustentation, les figures 1 à 3 étant des vues de profil et les figures 4, 5 des vues en élévation. sur ces figures, µ représente le corps de l'aéronef et l'axe de rotation du rotor est indiqué par la ligne 0-0 qui se trouve dans le plan du dessin. Pour simplifier on a supposé que le rotor avait un nombre pair de pales et les lignes r-r indiquent les axes de l'envergure d'une paire de pales diamétralement opposés, se trouvant dans le plan du dessin.
Le rotor est du typa dans lequel les pales sont mon- tées pivotantes sur le moyeu, les montures à pivotement oom- prenant des pivots horizontaux dont les axes, sensiblement perpendiculaires au plan des dessins, sont désignés par a-a.
La position dans l'espaoe de la réaction aérodyna- mique résultante sur un rotor de ce type au oours de vol varie en général en fonction de l'angle d'incidence du rotor par rapport au vent da au vols l'angle d'inoidenoe du rotor étant défini comme l'angle d'incidence d'un plan perpendiculaire à l'axe de rotation.
On voit sur les figures 1 à 5 un certain nombre de lignes désignées : 0-0, 1-1, 2-2, 3-3, 4-4 et 5-5. Ces li- gnes représentent les projections sur le plan du dessin, des lignes de la réaction aérodynamique résultante pour différents angles d'incidence, la ligne 0-0 qui coïncide avec l'axe de rotation, étant celle relative à un angle d'inoidenoe de 90 qui correspond à une desoente verticale de l'aéronef, l'axe du rotor étant vertical. Les autres lignes 1-1 à 5-5 se rap- portent à des angles d'incidence progressivement décroissants dans les limites du vol, la ligne 5-5 par exemple, se rap- portant à un petit angle d'incidence correspondant à la vi- tesse maximum de vol.
On. a trouvé comme résultat de recherches théoriques, qui ont été confirmées par des preuves expérimentales, que des projections telles que 0-0, 1-1, 2-2, etc... de la réaction
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aérodynamique résultante sur un plan contenant l'axe de rota- tion 0-0 (que oe plan soit longitudinal par rapport à l'aéro- nef, comme sur les figures 1 à 3 ou transversal, comme sur les figures 4 et 5) ooupent l'axe de rotation 0-0 sensi- blement en un point commun qui est désigné par sur les figures 1 à 3 et par f2 sur les figures 4 et 5.
ce point sera appelé le "point fooal"
Le point focal pour les projections de la réaction sur un plan longitudinal contenant l'axe de rotation (comme sur les figures 1 à 3) ne coïncide pas nécessairement avec le point focal pour les projections de la réaction sur un plan transversal (comme sur les figures 4 et 5). Ces points seront donc respectivement désignés par le "point focal longitudinal" (f1) figures 1 à 3 et le "point focal latéral" (f2) figures 4 et 5.
Sur les figures 1, 2 et 3, la direction du vol est indiquée par une flèche et on voit que lorsque l'angle dtinoi- denoe du rotor déoroit, la partie de la ligne de la réaotion aérodynamique résultante qui se trouve au-dessous du point focal longitudinal f1 est située toujours progressivement en avant.
Sur les figures 4 et 5, les pales du rotor qui avancent et reoulent, sont représentées sous la forme oonven- tionnelle, et l'on voit que lorsque l'angle d'inoidenoe dé- oroit la partie de la ligne de la réaotion aérodynamique résultante comprise au-dessous du point focal f2 est placée toujours progressivement en avant vers la pale qui recule.
Ce qui précède représente en termes simplifiés un cas oaraotéristique de la relation existant entre l'angle d' incidence du rotor, et la position de la ligne de réaotion aérodynamique, En général la ligne de réaction tend à Stre davantage déplacée vers la pale qui rétrooède lorsque l'angle d'inoidence diminue, bien que cela ne soit pas toujours d'une façon très régulière, la relation étant fonotion des oaraoté- ristiques du rotor.
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La présente invention se rapporte à un montage pivo- tant de l'ensemble du rotor, par lequel l'inclinaison du totor peut être modifiée suivant un ou plusieurs plans sensiblement verticaux pour réaliser la commande. Dans les figures 1 à 5, la lettre p désigne généralement le point auquel l'axe d'un tel montage pivotant du rotor coupe le plan du dessin et oet axe est dans tous les cas dirigé de telle sorte que le plan du dessin (qui oontient l'axe de rotation 0-0 du rotor) oon- tienne également la plus courte distance entre les axes de ro- tation et les axes de pivotement.
En d'autres mots, l'axe de pivotement p se trouve dans un plan perpendiculaire au plan du dessin et parallèle à l'axe de rotation 0-0.
Pour des buts qui rassortiront ci-après les "points de pivotement * (p) sont désignés sur les différentes figures par des exposants tels que p1 p2, etc..... la référence généra- le p s'appliquant à tous les points de ce genre.
Sur les figures 1 à 3, l'axe de pivotement est perpendiculaire à l'aéronef pour permettre d'inoliner le rotor dans un plan longitudinal pour commander l'aéronef dans le tangage. Sur les figures 4 et 5, l'axe de pivotement est longitudinale par rapport à l'aéronef, et permet au rotor d'être inoliné latéralement pour la commande de l'aéronef dans le roulis.
On voit que dans ces dessins, pour tous les oas, l'axe de pivotement p est en général placé au-dessous du point fooal et est déporté de l'axe de rotation dans la direction de la ligne aérodynamique telle que 1-1, 2-2, etc....
L'effet obtenu en disposant de cotte façon l'axe de pivotement est expliqué ci-dessous.
En premier lieu, il est bien entendu que la position de la ligne de la réaction aérodynamique résultante, par rap- port à l'axe de rotation du rotor, dépend uniquement de l'an- gle d'incidence de ce dernier par rapport au vent dû au vol
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et ne subit pas l'influence des positions respectives de l'axe -du rotor et du corps da l'aéronef.
D'après la figure 1 on voit que l'axe de pivotement désigné par p1 pour l'inclinaison longitudinale du rotor se trouve sur la ligne 2-2 et il s'ensuit donc que le rotor dans son ensemble, sera en équilibre autour de son axe de pivote- ment p1 lorsque l'angle d'incidence est tel que la ligne de la réaction aérodynamique résultante passe à travers l'axe de pivotement p1, c'est à dire que sa projection est représentée par la ligne 2-2.
On supposera maintenant que l'angle d'incidence du rotor augmente fortuitement de telle sorte que la réaotion aérodynamique agit alors suivant une ligne dont la projection est représentée par la ligne 1-1. Le rotor n'est plus en équilibre sur son pivot p1, mais il est soumis à un couple tendant à basculer le rotor autour de son pivot p1 dans un sens (opposé à celui des aiguilles d'une montre par rapport à la figure 1), qui amène une diminution de l'angle d'inci- dence et le ramène à la position d'équilibre pour laquelle la réaction passe par le pivot p1. De morne, si l'angle d'in- oidenoe du rotor est fortuitement diminué, il sa développe un couple de rétablissement agissant dans la direction op- posée. De cette façon l'équilibre du rotor autour de son axe de pivotement p1 est stable.
Il s'ensuit que si les oom- mandes qui opèrent 1'inclinaison du rotor p1 sont desserrées, le rotor se règle da lui-même suivant un angle d'incidence 'par rapport au vent da au vol, poux lequel la projeotion de la réaction aérodynamique se trouve le long de la gigne 2-2 passant par le pivot p1.cet angle d'incidence oorrespond à une vitesse de vol en avant bien définie, appelée ci-après "vitesse de réglage".
La stabilité longitudinale de l'aéronef dans son ensemble, à la vitesse de réglage avec commandes libres, est assurée par la suspension pendulaire du corps de l'aéronef
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au-dessous du pivot p1. Ainsi, dans le vol plané, l'aéronef prend une position dans laquelle le centre de gravité se trouve sur la ligne de la réaction aérodynamique résultante du rotor, an supposant que la traînée du corps de l'aéronef passe approximativement par le centre de gravité. Cette posi- tion d'équilibre est représentée sur la figure 1, la projeo- tion du centre de gravité sur le plan du dessin étant désignée par g qui est située sur la ligne 2-2 et la flèche W, qui se trouve le long de la ligne 2-2 étant destinée à désigner la projection sur le plan du dessin de la résultante du poids et da la trainée du corps de l'aéronef.
On voit aisément que 1' équilibre est stable puisque c'est celui d'un simple pendule avec amortissement aérodynamique.
Lorsque la commande pour l'incilaison longitudina- le du rotor est verrouillée, l'aéronef équivaut à un appareil ayant un rotor à axe fixe. On sait déjà qu'un tel aéronef pos- sède une stabilité longitudinale suffisante et qu'il se règle- ra en vol plané à une vitesse pour laquelle la ligne de la réaction aérodynamique passe par le centre de gravité. Toute variation fortuite de l'angle d'incidence du rotor introduit donc un couple de rétablissement agissant sur l'aéronef pour le ramener à la position de règlage. La figure 2 représente un oas dans lequel la commande pour l'inolinaison longitudina- le du rotor est verrouillée dans une position autre que celle correspondant à la vitesse de règlage aveo les commandes li- bres.
Cela est représenté par le fait que la ligne joignant la projection g du centre de gravité sur le plan du dessin au point de pivotement p2, ne passe pas par le point focal f1.
L'aéronef se réglera maintenant suivant un angle d'incidence pour lequel la projeotion de la réaotion aérodynamique se trou- ve le long de la ligne 4-4 passant par le point g, alors que le moment d'articulation autour du point p2 nécessaire pour maintenir l'axe du rotor dans cette position est approximati- vement Wx le, terme étant la distance perpenculaire comprise
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entre p2 et la ligne 4-4.
En ce qui concerne l'équilibre latéral et la stabi- lité de l'aéronef, on se rapportera aux figures 4 et 5. La figure 4 représente une condition d'équilibre latéral aveo commande libre pour 1'inclinaison latérale, l'aéronef volant à une vitesse telle que la projection de la ligne de réac- tion aérodynamique sur un plan transversal contenant l'axe du rotor 0-0, se trouve le long de la ligne 2-2 qui passe à travers l'axe p4 pour l'inclinaison latérale du rotor.
L'angle d'inclinaison latérale du rotor est tel que la li- gne 2-2 passe également par la projection g du centre de gra- vité, l'aéronef prenant une position dans laquelle la ligne 2-2 est verticale, de telle sorte que la hauteur de l'aéro- nef agit aux la ligne 2-2, ainsi que l'indique la flèche Wx, La stabilité du rotor autour de son pivot est verticale en l'absence de glissement latéral, mais toute déviation hors de la position d'équilibre indique un glissement laté- ral de l'aéronef, lequel exerce à son tour une force laté- rale sur le rotor, agissant approximativement dans le plan des pivots d'articulation de la pale a tendant à rétablir le rotor dans sa position d'équilibre.
La stabilité de 1'aéronef dans on ensemble, distincte de oelle du rotor, peut être oonsidérée dans un sens comme devant être assurée par la suspension pendulaire du corps plaoé au-dessous de l'axe p4 pour l'inclinaison latérale du rotor, mais strio- tement la stabilité du rotor et du corps de l'aéronef respeo- tivement ne peuvent pas être considérées indépendamment, puisque l'effet de rétablissement est dû au glissement laté- ral et cela comprend un déplaoement latéral du corps depuis la ligne de vol.
La figure 5 représente une condition pour laquelle l'aéronef vole à une vitesse autre que oelle destinée à assurer un réglage latéral parfait aveo commandes libres.
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Dans oe oas, l'axe de pivotement p5 est déplaoé de la ligne de la réaotion aérodynamiquedont la projection est la ligne 2-2, comme auparavant. Il/exerce donc maintenant sur le rotor en moment de capotage égal à Wy, dans lequel y est la distance normale oomprise entre le point p5 et la ligne 2-2. A ce moment pourra s'opposer un moment égal est opposé, appliqué par la commande pour le mouvement d'in- olinaison latérale du rotor et le rotor prendra un angle d'in- clinaison latérale pour lequel la ligne 2-2 passe par le point g ,l'aéronef prenant alors une position pour laquelle la li- gne 2-2 est verticale.
Si, d'autre part, la commande n'imprime pas au rotor un mouvement de oorreotion, le système prend une configuration et une position donnant un degré de glissement latéral perma- nent suffisant pour compenser le moment de oapotage Wy agis- sant sur le rotor.
Que la commande soit verrouillée ou libre, le systè- me prendra une configuration et une position d'équilibre stable, en vertu de 1 ;effet du glissement latéral, à condition que l'axe de pivotement p4 ou p5 pour l'inclinaison latérale du rotor ne se trouve pas éloigné de la ligne de la réaction aéro- , dynamique*
Il est à remarquer que bien que pour simplifier le problème, la discussion de l'équilibre et de la stabilité ait été restreinte au oas du vol plané, les arguments développés s'appliquent d'une façon générale, puisque l'addition pendant la vol moteur de la poussée de l'équipement de propulsion n'introduit aucune modifioation essentielle du système.
On peut dire ioi que bien que l'exposé théorique oi- dessus, se rapportant aux figures 1 à 5 des dessins, ait été fait par rapport aux rotors de sustentation dont les pales sont fixées au moyeu par des organes oomprenant des pivots d' articulation horizontaux tels que a-a sur les figures, les oon- olusions auxquelles on arrive sont jugées valables pour tous les rotors comprenant des moyens pour oompenser automatiquement
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le moment de oapotage transversal qu'éprouve normalement un rotor à pales rigides, lorsque son mouvement comprend une composante de translation en avant.
Certains des moyens destinés à atteindre ce but peuvent comprendre une inclinaison ou un déplacement angu- laire de l'axe virtuel autour duquel les pales du rotor tour- nent sans déplacer effectivement l'axe de la struoture, c'est à. dire l'axe des paliers du moyeu du rotor et il est bien en- tendu que dans ce qui suit l'expression " axe de rotation comprend un axe de rotation réel ou virtuel.
conformément à la présente invention, dans un aéro- nef dont les principaux moyens de sustentation dans le vol comprennent un rotor de sustentation du type mentionne, possé- dant un axe de rotation sensiblement vertical, on prévoit des moyens pour pouvoir incliner de façon réglable le dit axe par rapport au corps de l'aéronef, dans un ou plusieurs plans généralement verticaux autour d'un axe de pivotement réel ou virtuel, les dits moyens étant oaraotérisés par le fait que l'un quelconque des dits axes de pivotement est placé au-des- sus du centre de gravité de l'aéronef, que le point d'intersec- tion de l'axe de rotation avec la projeotion de la ligne de la réaotion aérodynamique résultante du rotor,
dans un plan con- tenant à la fois l'axe de rotation et la plus courte distance oomprise entre l'axe de rotation et le dit axe de pivotement, est placé au-dessus du dit axe de pivotement et que ce dernier est déporté par rapport à l'axe de rotation dans la direction de la ligne de réaotion aérodynamique, de telle sorte que dans aucune condition de vol en avant, l'axe de rotation du rotor ne se trouve compris entre la ligne de réaction aérodynamique et le dit axe de pivotement, y compris le cas limite pour le- quel le dit axe de pivotement passe par le dit point d'inter- section,,
Dans le oas d'un rotor de sustentation du type plus
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particulièrement envisagé, 0 test à dire celai dans lequel les pales du rotor sont articulées sur un moyeu par des organes pivotants,
comprenant généralement des axes de pivotement horizontaux, le degré préféré de déplacement d'un axe de pivotement par rapport à l'axe, pour obtenir une inclinaison réglable du rotor, ainsi que le fait de placer le dit axe de pivotement dans la direction verticale, est soumis à l'influ- ence de la distance comprise entre les axes de pivotement ho- rizontaux de l'articulation de la pale et l'axe de pivotement.
Cela provient du fait que la position du point focal sur l'axe de rotation est déterminée par la distanoe existant entre les axes de pivotement des articulations horizontales et l'axe de rotation. De cette façon, la distanoe à laquelle est placé le point focal au-dessus du plan oontenant les axes de pivotement de l'articulation norizontale est d'autant plus grande, que la distance séparant les axes de pivotement de l'articulation ho- rizontale de l'axe de rotation est oonsidérable. Cette condi- tion est représentée sur les figures 1 à 5.
Sur la figure 1, les axes d'articulation A de la pale horizontale sont assez éoartés de l'axe de rotation 0-0 et le point focal fl se trouve à une hauteur considérable au-dessus du plan contenant les pointa a-a. Sur la figure 2 les artioulations a-a sont plus voisines de l'axe de rotation et le point fooal f2 est plus rapproohé du plan des artioula- tions. La figure 4 représente une condition analogue à la figu- re 1 dans le plan transversal et la figure 5, une condition analogue à la figure 2.
La figure 3 représente le cas dans lequel les ares horizontaux des organes de pivotement de l'articulation de la pale coïncident avec les axes de rotation, Dans ce cas, le point focal 3 coïncide avec l'intersection de l'axe de rota- tion et des axes d'articulation de la pale.
Etant donné que les lignes 0-0, 1-1, 8-8 etc... représentant les projections de la ligne de réaction aérody-
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namique aux différentes conditions de vol divergent vers le bas depuis le point fooal, le moment de rétablissement autour du point de pivotement p, agissant sur le rotor lorsqu'il est déplacé angulairement d'une position d'équilibre, sera sensi- blement proportionnel à la distanoe oomprise entre le point de pivotement p au dessous du point focal f alors que des moments dus au glissement latéral seront sensiblement propor- tionnels à la distanoe àlaquelle se trouve le point p au-des- sous du plan des pivots dartioulation de la pale a.
Il s'ensuit que le degré de stabilité (qui est mesuré d'après la grandeur du moment de rétablissement) et le degré de rigidi- té des commandes ( qui est mesuré par la grandeur des forces qui doivent être appliquées aux commandes pour incliner le ro- tor) sont soumis à l'influence de la disposition verticale du pivot p, qui est en général d'autant plus élevée que le pivot est placé plus bas.
Afin d'empêcher que les vibrations engendrées dans le rotor ne se transmettent aux commandes destinées à opérer l'inclinaison du rotor, par exemple, à la suite de légers dé- fauts dans l'équilibrage méoanique ou d'autres causes, un axe réel ou virtuel, autour duquel le rotor peut être incliné d' une seule pièce, est de préférence placé dans le plan oonte- nant les axes de pivotement horizontaux des organes d'artioula- tion de la pale, En général, les axes de pivotement de l'arti- oulation horizontale seront dans le même plan, mais pour oou- vrir le oas ou cette disposition ne serait pas réalisée comme par exemple dans un rotor à quatre pales aveo pivots d'artiou- lation en quinconce ou dans le cas de pivots d'articulation inclinés,
ainsi qu'il a été mentionné plus haut, l'expression *plan contenant les axes de pivotement horizontaux" doit être comprise comme comprenant un plan moyen disposé symétriquement par rapport aux dits axes de pivotement horizontaux.
Dans certaines formes spéciales d'aéronefs, comme par exemple, dans les aéronefs militaires, une commande très
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légère et une grande rapidité de manoeuvre sont plus impor- tantes que la stabilité et dans oe cas, on a avantage à amener le pivot p auprès ou en coïncidence du point fooal f, ce qui peut être réalisé en disposant les pivots d'articula- tion de la pale, généralement horizontaux, de façon à interseoter l'axe de rotation et en plaçant un axe de pivo- tement réel ou virtuel pour le mouvement d'inclinaison du rotor, de façon à ce qu'il passe par l'intersection des axes de rotation et d'articulation horizontale.
Sur la figure 1, le point p1 est effectivement représenté dans le plan des pivots d'articulation a. Comme ces derniers sont fortement déoalés par rapport à l'axe de rotation, le point fooal f1 est haut et on obtient une bonne stabilité longitudinale. Une telle disposition ne donne cependant pas de bons résultats pour des motifs de construction et en général, on aura avantage à placer les pivots p exactement au-dessus du plan de l'articulation a, comme en p2, p3, p4, p5, sur les figures 2 à 5.
Bien que lion ait démontré que si les pivots au- tour desquels le rotor doit pouvoir s'incliner de façon ré- glable sont convenablement disposés, l'aéronef peut ré- gler son assiette à une vitesse qui se trouve dans les limites du vol avec commandes libres et posséder des oarao- téristiques satisfaisantes de stabilité longitudinale et latérale avec commandes libres, des moyens sont de préférence prévus par lesquels l'inclinaison du rotor est du moins par- tiellement restreinte.
Les dits moyens destinés à restreindre l'inclinaison du rotor peuvent comprendre des organes d'amortissement non élastiques pour empocher toute tendance du rotor à osciller autour de ses pivots d'inclinaison et généralement pour rendre la commande de l'inclinaison du rotor douce dans son fonction- nement.
On peut prévoir, plus particulièrement, un ou plusieurs moyens plastiques pour restreindre la dite inolinai-
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son. Le fait que le centre de la masse du rotor est normale- ment placé au-dessous de l'axe des pivots autour desquels le rotor est monté de fagon à pouvoir s 'inoliner, introduit une tendance à l'instabilité de l'équilibre du rotor sur les dits pivots et des moyens élastiques peuvent être employés pour compenser cette tendance à l'instabilité.,
En outre,
les moyens élastiques dont il s'agit peu- vent être disposés en vue d'obtenir de façon élastique une obliquité dans l'inclinaison du rotor suivant un ou plusieurs plans et des moyens peuvent être prévus pour varier le dit degré d'obliquité pour permettre à l'aéronef de régler son assiette à n'importe quelle vitesse requise et sans donner de la bande lorsque le pilote n'a plus les mains sur les commandes.
Les moyens élastiques destinés à restreindre l'in- olinaison peuvent si on le désire être disposés de telle sorte que pour un certain angle d'inclinaison du rotor (dans n'importe quel plan d'inclinaison) ils n'exercent aucune force, c'est à dire que l'obliquité soit neutre pour cet angle, et que des moyens puissent être prévus pour modifier l'angle de l'inclinaison pour laquelle l'obliquité est neutre.
Les résultats des expériences ont démontré que si les axes de pivotement du mouvement d'inclinaison du rotor sont disposés de telle sorte que la vitesse de réglage de l'aéronef ou la vitesse correspondant à l'équilibre laté- ral du rotor, c'est à dire sans glissement latéral, ou bien les deux vitesses à la fois, se trouveèntre les limites nor- males de vol, lorsque les commandes sont libres et sans obli- quité il peut se manifester une tendance à l'instabilité à la fois dans le tangage et le roulis, plus particulièrement dans les coups de vent, les sautes brusques de la vitesse du vent dans la ligne du vol paraissant exercer une influence partiouli- èrement défavorable.
Suivant une caractéristique de la présente inven- tion un axe de pivotement pour obtenir une inclinaison réglable
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de l'ensemble du rotor est disposé de telle sorte que pour toutes les vitesses oomprises dans les limites du vol normale la projection sur un plan contenant à la fois l'axe de rota- tion et la plus courte distance oomprise entre l'axe de rota- tion et le dit axe de pivotement de la ligne de la réaction aérodynamique du rotor, se trouve entre le dit axe de pivote- ment et l'axe de rotation.
Cala équivaut à dire que l'axe de pivotement est disposé de telle sorte que la vitesse de réglage ou la vites- se pour laquelle il n'y a pas de glissement latéral (suivant que l'axe de pivotement est transversal ou longitudinal) aveo commandes libres et pas d'obliquité obtenue de façon élastique, est am-dessus de la vitesse maximum des limites de vol normal.
Cette oondition est représentée sur la figure 3 dans laquelle l'axe de pivotement p3 est placé devant la ligne de réaction 5-5, correspondant à la vitesse maximum de vol normal. lorsque les pivots destinés à assurer l'inclinaison du rotor sont dis- posés de cette manière, le réglage de l'assiette à la fois dans le sens longitudinal et dans le sens latéral, pour des vi- tesses comprises entre les limites de vol normal est accompli en employant des moyens élastiques pour assurer l'obliquité.
Afin de limiter les valeurs angulaires extrêmes en- tre lesquelles le rotor peut être incliné dans n'importe quel plan, des moyens fixes d'arrêt sont montés de préférence, ceux destinés à limiter l'inclinaison du rotor en avant étant de préférence placés de telle sorte qu'il est impossible de gar- der l'aéronef dans une descente à pente dangereuse.
Le pivot transversal pour 1'inclinaison longitudina- le du rotor est de préférence placé on arrière du centre de gravité de l'aéronef. Plus particulièrement une perpendioulai- re partant du centre de gravité du dit axe de pivotement trans- versal peut être inclinée vers un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal du corps de l'aéronef suivant un angle de l'ordre de 6 . Cela assure que l'axe longitudinal prend une position sensiblement horizontale en vol de croisière et une position
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qui donna légèrement du nez vers le bas en vol plané, ainsi qu;il est généralement avantageux de le faire afin de réduire à la fois la traînée du oorps de l'aéronef et permettre au pi- lote de voir devant lui.
Conformément à une autre caractéristique de l'in vent ion en plus des moyens pour inoliner de façon réglable le rotor, des moyens sont prévus pour déplacer l'ensemble mime du rotor dans une direction généralement perpendiculaire à l'axe de oelui-oi. 'Cas derniers moyens pourront de pré- férenoe être commandés au cours du vol.
En déplaçant l'ensemble du rotor longitudinalement par rapport à l'aéronef, la position du corps de ce dernier par rapport à la ligne de vol peut être commandée dans le plan vertical longitudinal, indépendamment de la vitesse de l'appa- reil et de la position du centre de gravité, de telle sorte que l'aéronef peut toujours voler dans la meilleure position et les variations du réglage longitudinal telles qu'elles peu- vent être oausées par une modification dans la disposition des passagers, 'des marchandises, du combustible et d'autres char ges éventuelles peuvent être facilement et parfaitement com- pensées.
Suivant une autre caractéristique de l'invention l'aéronef est oonstruit de telle sorte que la stabilité aéro- dynamique de son corps ( y compris toutes les parties qui sont en liaison avec lui, telles que le train d'attérissage, l'hé- lice, etc....) indépendamment du rotor est positive dans les embardées, et également positive ou du moins neutre dans le tanguage et le roulis, de petites surfaces auxiliaires non ro- tatives étant prévues dans ce but, s'il est nécessaire,
Pour que la stabilité du corps de l'aéronef soit complète dans le tanguage, on peut employer une petite surface de queue horizontale non rotative, dont le volume, c'est à dire le produit de son aire par un bras de levier passant par le contre de gravité, est sensiblement inférieur ( parexemple, environ des deux tiers)
à celui qui serait nécessaire pour sta-
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biliser effectivement l'ensemble de l'aéronef dans le tangage, si l'axe du rotor était fixe par rapport au corps.
La description oi-après est relative à trois modes d'exécution de l'objet de la présente invention et se rapporte aux dessins annexés*
Le premier mode d'exécution de liinvention est représenté sur les figures 6 à 12, desquelles :
Lesfigures 6, 7 et 8 représentent la disposition générale d'un aéronef du type mentionné et sont respective- ment une vue en profil, une vue en plan et une vue en éléva- tion.
La figure 9 représente l'assemblage de la partie supérieure du rotor vu en compe verticale longitudinale pas- sant par le centre.
La figure 10 est une vue en élévation de l'arrière, montrant le montage de l'axe du rotor.
Lesfigures 11 et 12 montrent respectivement en pro- fil et en plan la disposition des commandes de l'aéronef dans le poste du pilote.
Dtaprèa les figures 6, 7 et 8 l'aéronef oomprend un corps 31, un moteur 32, oommandant une hélice de propulsion 33, des roues prinoipales 34, montées sur les jambes de force 35 du train d'attérissage et une struoture pyramidale de sup- port, composée des mats 36, au sommet desquels est monté le rotor.
Ce dernier oomprend les pales 38 montées sur un moyeu 37 par l'intermédiaire de pivots horizontaux 39, d'ar- tioulations 40 et de pivots verticaux 41. Le moyeu 37 est mon- té sur un assemblage d'axes représenté sur les figures 9 et 10, l'ensemble étant monté pivotant sur la pyramide 36 par 1' intermédiaire d'un pivot transversal 42, destiné à opérer 1' inclinaison longitudinale du rotor et d'un pivot longitudinal 43 pour réaliser l'inclinaison transversale. Le pivot 42 est placé légèrement en avant de l'axe de rotation du rotor, le dit axe étant désigné par la ligne 0-0. En outre, le pivot
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42 est disposé au dessous du plan d'articulation des pivots 39 et aussi voisin de ce plan que les conditions de la oonstruo- tion le permettent.
De même, le pivot longitudinal 43 est déoa- lé de l'axe de rotation 0-0 dans la direotion de la pale du ro- tor qui rétrocède, le sens de rotation étant indiqué par une flèche sur la figure 7. la centre de gravité de l'aéronef est désigné par ±±. et la ligne joignant la point g au pivot 42 fait un angle approximatif de 6 degrés par rapport au plan normal à l'axe longitudinal du corpsde l'aéronef,
La commande de l'inclinaison du rotor, à la fois dans le sens longitudinal et transversal, est opérée au moyen d'un arbre de oommande 44 du type habituel, disposé dans le poste du pilote 69, l'inolinaison longitudinale du rotor é- tant effectuée en déplaçant longitudinalement l'arbre de oomman- de et le mouvement de ce dernier étant transmis par l'intermé- diaire d'une tige 45,
d'un levier ooudé 46, de la tige 47 et du bras 48.
Le mouvement transversal de l'arbre 44 est trans- mis par l'intermédiaire d'un arbre oslillant 49, dû au ooude 50, de la tige 51 et du bras 52 pour opérer l'inclinaison trans- versale du rotor.
A l'extrémité arrière du corps de l'aéronef 31 est monté un empennage vertical fixe 53 et un gouvernail de direo- tion 54, sur lequel est monté un levier à deux bouts 54x en li- aison par l'intermédiaire des oables 56 avec, une barre de gou- vernail 55, pourvue de pédalas 55x.
A l'extrémité arrière du corps de l'aéronef sont également montés de petits stabilisateurs horizontaux 57 pré- sentant une surface suffisante pour assurer au corps de l'aé- ronef ( y compris les différentes pièces fixées sur celui-ci, telles que le train d'attérissage et la pyramide sur laquelle est monté le rotor) un degré positif de stabilité dans le tan- gage. hes stabilisateurs 57 sont en liaison avec le corps par l'intermédiaire des étais 70 et sont montés pivotants en vue
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d'osciller autour d'un axe 58, leur incidence étant réglable sous un petit angle au moyen de la tige 59 du levier coudé 60 des cables 61 et d'un levier à main 62 qui peut être fixé dans toutes les positions désirées au moyen d'un secteur de roohet 63.
L'extrémité arrière de l'aéronef est supportée sur le sol par une roue arrière 64, orientable, dispo sée dans une fourche 65 qui est montée pivotante sur le corps de l'appareil en 66, L'orientation de la roue arrière est opérée par l'in- termédiaire des oables 67 qni contiennent des ressorts 68 et sont fixés aux oables de commande du gouvernail 56.
Il est à remarquer que les roues principales 34 sont disposées nettement en avant du oentre de gravité g, la ligne joignant le oentre de la roue au point g étant inolinée en arrière vers la ligne de terre e-e (lorsque l'aéronef repose sur les trois roues) suivant un angle plus aigu que l'angle habituel pour les aéroplanes ordinaires.
Oet angle est choisi de telle sorte que 1'aéronef ne pique pas du nez sur le sol aveo les roues freinées ou butées et lorsque l'hélioe fournit sa poussée maximum ou que le rotor développe le maximum de force ascensionnelle dont il est oa- pable, sous l'influence de la commande destinée à faire dé- marrer le rotor, ou sous oes deux actions à la fois, ainsi qu'il sera déorit ci-après : l'accident oi-dessus est évité marne aveo une faible pente en avant en dépit du fait qu'il n'y a pas de plans de montée permettant d'appliquer à la queue une forte poussée vers le bas, sous l'effet de l'éooulement d'air.
D'après les figures 9 et 10, on voit que l'extrémité supérieure de mâts 36 de la pyramide sont boulonnés sur une pièce 71 comprenant une fourche 72 portant l'axe du pivot transversal 42, sur lequel est montée de, façon à pouvoir tour- ner sur un coussinet 73, une pièce intermédiaire 74 oompre- nant une extension vers l'arrière 75, un rebord 76 faisant
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saillie vers le bas et servant à limiter le mouvement angu- laire de la pièce 74 autour de son pivot 42 par contact aveo les faces verticales 71x, formées sur la pièce 71.
La partie arrière de la pièce 75 sert à monter le bras 48, alors que la partie placée immédiatement à l'arrié- re du pivot 42 forme l'axe du pivot longitudinal 43, sur le- quel est monté) par l'intermédiaire d'un coussinet 77, un axe de rotor 78 dont la partie inférieure 79 est percée longitu- dinalement pour loger le pivot 43. Ala base de lapiècd 79 est formée une paire de bossages 80, enserrant le rebord 76 et servant par contact aveo ce dernier à limiter le mouvement de la pièce 78 autour du pivot 43. Ainsi qu'on le voit sur la figure 10, le bras 52 est fixé à la partie 79 de la pièce 78.
Le mouvement de la pièce 74 autour du pivot 42 est amorti au moyen d'un dispositif à friotion oomprenant une ron- delle 147, assujettie à la fourche 72, une rondelle de frio- tion 148, une rondelle de serrage 149, un ressort 150 et un dorou 151, disposés sur la partie filetée de la tige de pivot 42, le réglage de la résistance de frottement étant effectué en serrant ou en déserrant l'écrou 151. le mouvement de la pièce 79 autour du pivot 43 est limité par un dispositif de friotion analogue comprenant un rebord 152 formé à la partie arrière de la pièce 79, une rondelle de friction 153, une rondelle de serrage 154, un res- sort 155 et un éorou de serrage réglable 156, ce dernier étant porté sur une partie filetée du levier 48.
Le moyeu du rotor 37 est monté sur la pièce 78 par l'intermédiaire de pa- liers radiaux et de. butées 82 combinés
La pièce 78 comprend en outre un collier 81 sur le- quel sont fixées les deux moitiés d'une oonsole fendue 83, 84 à la partie avant de laquelle est fixé un carter 85 dans' laquai sont logés les arbres 86, 87 qui peuvent être aooou- plés ensemble par l'intermédiaire d'un embrayage 88jaq, dont le balladeur 89 est commandé par une fourche 90, un levier Ìl
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aotionnant le oable 92 et un ressort de rappel 93.
A la partie supérieure de l'arbre 88 se trouve un pignon 94 en prise avec une couronne dentée 95, boulonnée au moyeu 37 et qui porte une garniture d'étanchéité 96, qui retient le lubrifiant amené dans le moyeu 37 pour les paliers 82.
La face interne de la couronne dentée sert de tambour de frein. Aveo ce dernier coopèrent deux sabots de frein 98 pivotant sur un axe 99 porté par la moitié a- vant 83 de la console fendue. Les patins 98 sont actionnés par une oame 100 dont l'arbre 101 est monté dans la moitié arrière 84 de la oonsole et porte un levier de oommande 102 en liaison avec une commande du poste du pilote par tous moyens appropriés ( non représentés).
L'arbre 86 est commandé par un autre arbre 103 qui se prolonge vers le haut par une liaison télescopique 104 et un joint universel 105. Marbre 103 est commandé par le moteur 32 par l'intermédiaire des éléments de commande désignés d'une façon générale par 103x sur la figure 6.
Les tiges 47, 51 sont de forme tubulaire et sont respectivement montées de façon élastique sur les bras 48, 52, au moyen de piles d'anneaux de caoutchouc 106 en compres- sion lesquels appuient contre les butées 107 assujetties aux pièces tubulaires 47 et contre un oollier 108 formé sur une tige 109 qui peut coulisser longitudinalement par rap- port à la pièce tubulaire 47, par le fait qu'elle est gui- dée dans les butées 107 et accouplée au bras 48 par une oha- pe à rainure 110.
Une tige analogue 109, montée de la même façon dans la tige tubulaire 51 est aoooupléa à l'arbre 52 au moyen de la ohape lll et d'une articulation pivotante 112 qui permet d'opérer des modifications dans l'alignement d'avant en arrière de la tige 51 oonséoutif à l'inclinai- son de la pièce 74 autour du pivot 42,
Sur les figures 11 et 12 on voit que les oomman-
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des pour l'inclinaison du rotor comprennent en plus des par- ties déjà décrites un arbre oscillant transversal 113 sur lequel est monté le levier coude 46.
Cet arbre oscillant por- te à l'une de ses extrémités un double levier 115 aux extré- mités duquel sont fixées des cordes élastiques 116 en liaison, par l'intermédiaire des câbles 117 et des dispositifs ten- deurs réglables 118, avec un levier à main 119 ayant un ta- quet ressort 121 en prise avec un secteur denté 120. Par ce moyen, on peut donner à l'inclinaison longitudinale du rotor, de manière élastique, une certaine obliquité, la position de l'axe du rotor correspondant à l'obliquité zéro, o*est à dire à une égale tension des deux cordes 116, étant déterminée par la position du levier à main 119, et la force exercée par l' obliquité étant: réglable au moyen des dispositifs 118.
Une disposition similaire, destinée à assurer de fa- çon élastique une obliquité à l'inclinaison latérale du rotor, oomprend un levier vertical 122 monté à l'extrémité avant de l'arbre oscillant 49 et des cordes élastiques 123 fixées aux câbles 124 comprenant des dispositifs tendeurs 125 et passant sur des poulies 126 en vue d'être attachés à un levier verti- oal 127, monté sur un arbre longitudinal osoillant 128, por- tant à son extrémité avant un levier à main 129 pourvu d'un dispositif dtarrgt à ressort 131 destiné à s'engager dans un secteur denté 130.
Ainsi qu'on le voit sur la figure 12, les câbles du gouvernail 56 et les oables de la roue arrière 57 sont tous les deux attachés aux cables 56x dont les extrémités avant sont fixées à la barre du gouvernail 55.
Toutes les commandes peuvent être verrouillées com- plètement at partiellement par l'intermédiaire de dispositifs à friction; ceux oorrespondant aux commandes longitudinales se composent d'une tige 133 fixée par l'une de ses extrémités sur un levier 132 monté sur l'arbre transversal 113 et fixée à son autre extrémité à une plaque munie d'encoches 134, enserrant une tige filetée 135 qui porte une rondelle de serra-
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ge 138, un ressort 137 et un éorou réglable en forme de vo- lant 136, qui permet de caler la plaque 134 contre uns plaque de butée 139.
Un dispositif de verrouillage à friction analogue pour la commande de l'inclinaison transversale du rotor, dé- signée d'une façon générale par 141, sort à retenir un sec- teur denté 140 monté sur l'arbre oscillant 49. Tour la comman- de du gouvernail, un dispositif à friction 143 analogue à u ceux de la commande du rotor, sert à retenir une plaque à en- coches 142 en liaison aveo l'un des câbles 56x.
Marbre de commande 44 a une forme tubulaire et se prolonge par une paire de plaques 44x, fixée à son extré- mité inférieure et qui pivote en 44 pour se déplacer longi- tudinalement sur l'arbre osoillant 49. L'arbre de commande 44 peut être verrouillé dans sa position la plus avancée au moyen d'un plateau à fourchette 144, artioulé sur un axe trans' versal, un levier 145 assujetti à un point fixe par l'inter- médiaire d'un ressort 146 étant monté sur la dit plateau à fourchette.
Ainsi que le montre la figure 11, le ressort 146 est disposé de telle sorte que normalement le plateau 144 est maintenu à une certaine distance de l'arbre de commanda 44, mais lorsqu'il est ramené en arrière pour embrasser l'ar- bre 44 le ressort 146 passe sur un point mort, de telle sorte que le plateau à fourchette 144 se trouve alors en prise a- veo un collier 44a formé sur l'arbre 44, et destiné à mainte- nir oe dernier solidement dans sa position. le deuxième mode d'exécution de la présente inven- tion est représenté sur les figures 13 à 19, parmi lesquel- les les figures 13, 14 et 15 représentent la disposition gé- nérale de l'aéronef, respectivement dans une vue en profil, une vue en plan et une vue en élévation.
La figure 16 est une poupe verticale longitudinale, passant par le centre de l'assemblage de la partie supérieure du rotor,
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La figure 17 représente la montage de l'axe du rotor en élévation, 'Vue de l'arriére. les figures 18 et 19 montrent les commandes dans le poste du pilote, respectivement: en profil et en plan.
L'aéronef est, dans cette forme d'exécution., ana- logue sous un grand nombre de points de vue à celui de la forme précédente et les pièces qui sont identiques dans les deux constructions sont désignées par les mânes chiffres de référence et ne seront pas décrites à 'nouveau.
L'aéronef représenté sur les figures 13 à 19 dif- fera de celui des figures 6 à 12 dans les datails suivants :
En premier lieu, la commande de 1'aéronef par in- clinaison du. rotor ( longitudinalement ou transversalement ) est aidée par des plans de montée et des ailerons du typa habituel. Ainsi l'aéronef possède des petites ailes fixes 201, dont les extrémités 202 sont tournées vers le haut pour augmenter la stabilité latérale, les dites ailes portant des ailerons de gauchissement 203.
Les ailerons 203 sont montés sur des tubes 213 com- pensant les efforts de torsion dont les extrémités intérieures font saillie à l'intérieur du corps et portent les leviers 212, qui sont accouplés par 1'intermédiaire des tiges verti- oales 211 avec un levier transversal 210, à deux bras, monté sur l'arbre osoillant 49 (voir figures 18 et 19).
En deuxième lieu la commande des ailerons est opérée au moyen duna roue, au lieu dé 1* âtre par l'oscillation la- térale de l'arbre de commande.
Diaprés les figures 18 et 19 on voit qu'un volant 214 est monté sur des paliers à l'extrémité supérieure de l'ar- bre de commande 44 et porte une roue dentée 215, sur laquelle passe un tronçon de ohaina 216, dont les extrémités sont en liaison par l'intermédiaire de tiges 217 aveo un levier trans- versal 218, à deux bras, monté sur larbre oscillant 49.
Etant donné que'arbre de commande 44 doit seulement osciller longitudinalement, L'arbre osoillant 49 se termine
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immédiatement derrière le levier 218 et, comme il est creux, il forme un support à manohon 219 pour l'extrémité avant d' un arbre court 220, qui est fixé rigidement dans un manohon 221 et porte un pivot 44 sur lequel les plaques de prolon- gement 44x de l'arbre 44'sont montées.
Troisièmement$ le montage du rotor oomprend des moyens pour déplacer d'une seule pièce l'ensemble du rotor, longitudinalement par rapport à l'aéronef.
Ainsi, d'après les figures 13, 16 et 17, la four- ohette 72, 'sur laquelle est monté le pivot transversal 42, est formée sur un ohariot mobile 71a préaentqnt des oreil- les latérales 222 qui s'adaptent de façon ooulissante dans des systèmes de guidage 224, ménagés dans une pièce termina- le 223 qui est assujettie aux extrémités supérieures des mata de la pyramide 36.
Une vis à pas rapide 225 est vissée et goupillée à l'extrémité arrière de la pièce' 71a et sur oelle-oi ae trouve un écrou taraudé 226 portant une roue dentée 227 sur laquelle passe une chaîne 228, la roue dentée 227 étant disposée axialement entre deux colliers de butée 229, 230, munis de bossages latéraux s'adaptant dans des guides 224 de la pièce 223 et assujettis à celle-ci par des vis ainsi qu'on le voit en 230x (figure 17). les faoes verticales d'arrêt 71x qui ooopèrent aveo la bride 76 de la pièce 74 sont formées sur le chariot ?la ainsi qu'on le voit sur la figure 16, les aut re s par- ties de l'assemblage de la partie supérieure du rotor sont sensiblement les mêmes que oelles représentées sur les figures 9 et 10.
D'après les figures 13, 18 et 19, on voit que les extrémités de la chaîne 228 sont fixées aux oables 231 qui descendent dans le corps de l'aéronef en passant sur les poulies 232, leurs extrémités étant assemblées par un deu- xième tronçon de ohaine 233 qui est amené sur une roue den- tée 234 fixée à un volant 235; en agissant sur ce dernier
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on peut régler les positions d'avant en arrière du oharriot coulissant 71a et par suite de l'ensemble du rotor.
La troisième forme de construction est représentée sur les figures 20 à 23 parmi lesquelles
La figure 20 représente en profila la disposition générale de l'aéronef. la figure 21 montre la disposition de 1'assemblage pour la montage du rotor et des commandes, vue en profil.
La figure 22 est une vue en élévation de l'arrière des parties représentées sur la figure 21.
La figure 23 est une vue en plan représentant oer- tains détails des commandes,
Sur la figure 20, l'aéronef est représenté sans gou- vernail, sans plans de montée, et sans ailes fixes, et il est dans ce cas commandé dans le vol entièrement par les mou- vements d'inclinaison commandés du rotor en faisant naturel- lement exoeption de la commande par le moteur. le corps de l'aéronef est (%signé comme ci-dessus par 31, le moteur 32, l'hélice de propulsion par 33, les roues principales par 34, les jambes de force du train d'attérissa- ge par 35, la roue arrière par 64, et le poste du pilote par 69.
La corps de l'aéronef est stabilisé dans les embardées, dans le tangage et le roulis au moyen d'un empennage fixe vertical 300, d'un petit stabilisateur horizontal 301, et un fuselage 302, ce dernier renfermait la oharpente portant le rotor et constituant une surface d'empennage au-dessus du centre de gravité.
L'aéronef dans cette forme de réalisation est muni d'un rotor à deux pales,lesquelles pâles 38, sont articulées sur le moyeu par des axes verticaux 41, des artioulations 40 et un seul axe horizontal 39 commun aux deux pales.
Comme ci-dessus l'assemblage formant l'axe du rotor pivote en vue du déplacer longitudinal et transversal sur des axes 48 et 43, la commande étant effectuée comme précédemment au moyen d'un bras 48 prolongé vers l'arrière et d'
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une tige verticale 47 ainsi que par un bras latéral 52 et une tige 51.
Un arbre de commande incliné 303 s'étend de l'arrièr du moteur au somment du rotor, son extrémitéinférieure étant logée dans un oarter 304, monté à ltarrière du moteur 32 et oontenant les transmissions nécessaires ainsi qu'un embrayage dont les détails ne sont pas représentés, mais qui peut être commandé par un bras 305, auquel est fixé un oable 306 passant sur une poulie 307 pour arriver dans le poste du pilote. l'élément principal qui supporte le rotor se com- pose d'un seul mât vertical ou pilier 308 renfermé aveo des tiges 47 et 51 et l'assemblage de la partie supérieure du rotor dans le fuselage 302. les systèmes de fixation du pilier 308 ne sont pas représentés car ils ne forment pas partie de la présente invention, le pilier 308 peut être aniré et assujetti au corps 31 de toute manière appropriée.
les roues du train d'attérissage sont munies de freins dont le détail n'est pas représenté car ils peuvent .être de n'importe quel type approprié connu, mais leurs le- viers de commande sont représentés sohématiquement en 309, les dits leviers étant fixés par tous moyens appropriés tels qu'une commande "Bowden", représentée schématiquement en 310, en vue de oommander les transmissions dans le pos- te du pilote ainsi qu'il sera décrit ci-après.
D'après les figures 21 à 23 on voit que le pilier 308 est de forme tubulaire et qu'à son extrémité supérieure est fixé un manobon intérieur 311 sur lequel est formée une fourchette 312 qui porte le pivot transversal 42 sur lequel est monté de façon à pouvoir tourner une pièce inter- médiaire 313, Le mouvement osoillant de cette pièce autour de la tige du pivot 42 est limité par une Pièce 313x de l'organe 313 qui fait saillie vers le bas entre une paire de maohoires 311x formant partie du manchon 311.
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La pièce 313 comprend une extension vers l'arrière qui forme la tige du pivot longitudinal 43 sur laquelle est montée de façon à pouvoir tourner une pièce d'axe 314 dont la partie inférieure présente un support horizontal destiné à recevoir intérieurement le pivot 43.
Comme précédemment le moyeu 37 est monté rotatif sur la pièce d'axe 314 au moyeu des paliers 315. Dans ce cas, cependant, une patte à un seul trou 316 est fixée à la partie supérieure du moyeu 37. Cette patte 316 porte l'axe horizontal unique du pivot 39 des artioulations de la pale, les articula- tions 40 étant munies d'extrémités en fourchette montées sur la tige 39 et enserrant la patte 316.
Le moyeu 37 se termine vers le bas dans un cône 317 dont la face intérieure est revêtue de garniture de fric- tion 317x.
Lorsque le rotor est incliné en avant autour du pivot 42 sensiblement à sa limite extrême, la garniture de friction 317x est en prise avecle pignon 313 d'un cane de friction monté à l'extrémité supérieure de l'arbre de commande 303 et portant en 319 dans une console 320 qui est montée à l'extrémité supérieure de l'arbre 308.
La tige de pivot 43 qui forme partie de la pièce pivotante 313 est prolongée vers l'arrière pour porter le le- vier 48 qui est en liaison aveo la tige 47, alors que le le- vier latéral 32 est assujetti au cotéde la pièce d'axe 314.
%'extrémité inférieure de la tige 47 est goupil- lée sur un levier 321 monté sur un arbre transversal oscillant 322 auquel est également assujetti un levier 323 se terminant par une pédale 324.
L'arbre oscillant 322 porte également un levier 325 dont l'extrémité est accouplée par l'intermédiaire d'un fort ressort de tension 328 à un levier 326 monté libre sur l'arbre 323 et comprenant un arrêt 327 disposé de façon à porter contre laface inférieure du levier 325. la tige 329 accouple le levier 326 à un levier 330
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formant le prolongement inférieur d'un levier à main 331 pourvu d'un taquet à ressort 332 en prise avec les encoches d'un secteur fixe 333.
Normalement le ressort 328 retient fermement l'ar- rêt 327 contre le levier 325 de telle sorte que le levier 326 se déplaoe aveo le levier 325 et l'arbre oscillant 322.
De cette façon, l'inclinaison longitudinale du rotor est normalement oommandée par le levier à main 331 au moyen des éléments 330, 329, 326 ; 325, 322, 321, 47 et 48.
Etant donné que l'aéronef possède une stabilité longitudinale propre, une manoeuvre continue de l'inolinaison longitudinale du rotor par le pilote est inutile et le le- vier 331 peut âtre verrouillé au moyen du dispositif d'arrêt 332, dans une position correspondant à la vitesse de vol dé- sirée .
Le rotor peut cependant être incliné vers l'arrière rapidement, de façon à augmenter son angle d'incidence, ainsi qu'il est, par exemple, néoessaire dans l'atterrissage, au moy- en de la pédale 324, laquelle étant directement accouplée à l'arbre oscillant 322 agit en dehors de la commande à main par le levier 331 ( si ce dernier est verrouillé au moyen du dis- positif d'arrêt 322) pour faire oéder le ressort 328 et per- mettre au .levier 325 de soulever l'arrêt 327.
Il est évidant qu'en lâchant la pédale 324 le res- sort j28 la ramène vigoureusement à sa position normale.
L'arrêt à ressort 332 peut être muni de moyens de déclenche- ment rapides qui no .sont pas représentés puisque n'importe le- quel dus types bien connus conviant au but.
Le pignon oonique 318 est amené en prise avec- la surface de friction 317x du cône du moyeu du rotor 317 par l'intermédiaire du levier à main 331 qui incline la rotor vers l'avant jusqu'à la limite extrade, la partie avant du secteur 333 étant évidée comme on le voit sur la figure pour permettre d'appliquer une pression douoe et régulière.
Cette pression peut être appliquée directement à la
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main ou au moyen d'une pièce supplémentaire 340 pivotant sur un axe 341 disposé d'avant en arrière sur l'aéronef et ayant son bord avant en forme de oame 344 qui applique une pression vers l'avant à un levier 331 lorsque la poignée du levier 340 est poussée dans la direotion des aiguilles d'une montre en regardant de l'arrière.
En. outre, le câble 306 qui actionne l'embrayage pla- oé dans le oarter de la transmission 304 est guidé vers le haut sur une poulie 343 et fixé à une poulie 342 montée à l'ex- trémité avant du levier 340.
On voit our la figura 22 quatre positions du levier 340, désignées par les références A, B, 0, D, la position 6 étant indiquée en traits plains et les autres en pointillés.
La position normale du levier est on A et il est ame- né à cette position au moyen d'un ressort 347 (voir figures 21 et 23). lorsque la levier tourne dans le sens des aiguilles d'une montre, la oable 306 est tiré et de ce fait, le levier 305 osoille pour venir en prise avec l'embrayage dans le oar- ter 304 (voir figure 20). Cet embrayage est complètement en prise lorsque le levier a atteint la position B.
Un mouvement supplémentaire du levier à la position C amène la face antérieure de sa oame 344 en prise avec la face arrière du levier 331 ce dernier ayant été préalablement pous- sé en avant dans la position représentée en pointillé sur la figure 21.
Toute pression supplémentaire sur le levier 340 dans le sens des aiguilles d'une montre de C a D, exerce une pres- sion en avant du levier 331 en augmentant d'une façon réguliè- rement croissante le rapport des bras de levier pour assurer que les cônes 317 et 318 sont complètement en prise.
Il est à remarquer que le ressort 328 doit être assez fort pour transmettre la pression d'embrayage des cônes 317 et 318 sans soumettre les pièces à des efforts par trop oonsidéra-
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bles et dans ce but, il devra avoir une tension initiale oon- sidérable lorsque le levier 325 est en prise avec l'arrêt 327.
Un disque à encoches 345 est monté sur le levier 340 et peut être bloqué dans n'importe quelle position au moy- en d'un éorou à oreilles 346.
Une plaque d'arrêt 348 poussée par un ressort 349 est articulée sur le disque 345. lorsque le levier 340 est dans sa position normale A la plaque d'arrêt 348 est dans la position représentée en pointillés, Dans cette position elle est interposée sur le parcours du levier 330 et l'empêche d'osciller suffisamment vers l'avant pour amener en prise les cônes 317, 318. Cepen- dant, si le levier 331 est à l'avant de la plaque 348 le res- sort 349 permet à cette dernière de céder et au. levier 331 d'être poussé en arrière au-delà de la plaque 348.
Ainsi, l'assemblage du levier 340 et de la plaque d'arrêt 348 assure i
1 ) que les cônes 317, 318, ne peuvent pas être amenés en prise en vol normal;
2 ) que le rotor ne peut pas être normalement in- aliné en avant d'une façon suffisante pour oauser une desoen- te dangereuse;
3 ) qu'en opérant l'embrayage de la transmission pour démarrer le rotor, le dispositif d'embrayage logé dans le oarter 304 est en prise avant les cônes de friotion;
4 ) que l'embrayage ne peut pas être mis en prise, lorsque les cônes de friction sont déjà engagés.
Un levier 350 est en outre prévu pour commander les freins de roue par l'intermédiaire d'un bras 353 et de la liaison par oable "Bowden" 310. Ce levier est muni d'un bouton de commande 351 et d'un galet 352 faisant saillie sur le parcours du leviez 331 de telle sorte que lorsque ce der- nier est poussé en avait pour amener en prise les cônes 317, 318 le levier 350 est 'également poussé en avait et serre au- tomatiquement les freins de roue.
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pour verrouiller les freins dans la position de ser- rage lorsque l'appareil est au garage, une tige 354 est prévue pour verrouiller le levier 350 dans cette position, le dit le- vier étant muni d'une patte 356 présentant un orifioe destiné à la tige et cette dernière étant attachée de façon appropriée à une ohaine 355.
Dans le présent exemple, l'assemblage comprenant le seoteur 333, le levier 340, et le levier 350 est monté sur une console 339, mais tout autre montage convenable peut être em- ployé.
La mise en marche de l'aéronef nécessite la suite d'opérations suivante 9 la moteur étant mis en marche et la ti- ge 354 étant retirée, on pousse vers l'avant le levier 331 jus- qu'à ce qu'il soit retenu par l'encoche située le plus en avant sur le secteur 333. On fait alors tourner le levier 340 dans le sens des aiguilles d'une montre ( en regardant de l'arrière), de la position A à la position D en passant par B et 0. De cette façon, l'embrayage est tout d'abord amené en prise, après quoi le levier 331 est poussé vers l'avant pour engager les cônes 317, 318; En même temps, le levier 350 est poussé en avant pour serrer les freins de roue et empêcher ainsi que l'aéronef se déplace sur le sol lorsque le moteur est en route pour permet- tre le lancement du rotor.
Lorsque le mouvement du rotor a été accéléré, on des serre le levier 340 qui est rappelé à la position A par son res- sort 347 en relâchant ainsi la pression appliquée aux cônes 317, 318, en débrayant l'embrayage et en deserrant les freins de roue. L'aéronef est maintenant dans une position qui permet le décollage.
La commande transversale du rotor est opérée par l'intermédiaLre d'un volant 338, d'un arbre 337, d'une vis sans fin 336, d'un secteur 335, et d'un bras 334 qui est accouplé à la tige 51. L'accouplement de la tige 51 aveo le levier 52 est de nature élastique comprenant des ressorts de compression
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360 portant contre les butées 361 assujetties à la tige tubu- laire 51, et contre un oollier 359 formé sur une tige 358 coulissant dans les butées 361 et se terminant par une boucle 357, qui est réunie par un axe à un joint articulé 356 porté par le levier 52.
De cette façon, la commande transversale du rotor comprend un élément de commande irréversible représenté par la vis sans fin 336 et le secteur 335 ainsi qu'un élément élas- tique 360, etc... qui est placé entre l'élément irréversible et le rotor. On peut noter d'une façon générale que le type de construction mentionné comme la deuxième forme d'exécution de l'invention, bien qu'elle soit représentée pour simplifier sur les figures 13 à 19 comme étant appliquée à un aéronef mo- no place, pourrait en réalité être plus généralement approprié à un grand aéronef multiplace,
puisqu'elle comprend des moyens pour régler la position longitudinale du centre de poussée afin de compenser de grandes variations dans la position lon- gitudinale du centre de gravité et qu'elle possède également, des commandes très puissantes.
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IMPROVEMENTS RELATING TO SHAFTS EQUIPPED WITH OURN.ILIBREMEN SAILS. he
The present invention relates to aircraft of the type in which the main support means in flight includes a lift rotor, essentially constituted by a hub mounted for rotation on a substantially vertical axis and a plurality of lift blades. fixed to the hub, the rotor being able to perform a continuous rotation under the sole action of the wind due to the flight, and being able to offer an effective lift to the aircraft, by virtue of the said continuous rotation, although means can be provided for use an auxiliary force to drive the rotor, either with the aim of launching it before take-off,
or to be added under certain flight conditions to the action of aerodynamic forces to maintain the rotation of the rotor.
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In addition, the lift rotor is so constructed that the resulting aerodynamic reaction applied to it exerts a substantially negligible tilting moment in roll, ie in a plane containing the axis of the rotor and normal to the direction of flight, around the center of the disc formed by the rotor and that the pre-session gyrosopic effects are appreciably eliminated.
More particularly, such a construction of the rotor can comprise the flexible mounting of the blades on the hub by means which have generally transverse pivot axes with respect to the span of the blades, whether said axes are formed by real pivots or by flexible connections equivalent to virtual pivots, said pivot axes generally being substantially horizontal; in some cases, however, the pivot axes can be given a substantial inclination with respect to the plane normal to the axis of rotation. In addition, the means for mounting the various rotor blades can include substantially vertical pivot axes, allowing the blades to operate independent oscillating movements in the general plane of rotation.
The general aim of the present invention is to provide improved means for stabilizing and controlling an aircraft of the type mentioned. This object is achieved by using a rotor of the type mentioned both for the main lift and for the control of the aircraft in its normal flight maneuvers, the latter function being carried out by varying the inclination or the position, or both at the same time, of the axis of the rotor relative to the body of the aircraft, either in the longitudinal direction, or in the lateral direction or in both directions at the same time. By applying this principle, a very powerful control can be obtained in both tying and rolling.
In addition, using certain features. ticks of the present invention, which will be discussed hereinafter, a suitable control can be obtained in swerves this
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which makes it possible to suppress, if desired, the separately controlled rudder usually employed.
By means of the arrangements forming the object of the present invention, a Deorit type aircraft can be provided with such stability in pitch and roll by utilizing the stabilizing characteristics of the rotor itself as the employment non-rotating side wings, intended for stabilization in roll, can be completely omitted, and the usual horizontal tail surface, for stabilizing the aircraft in pitch, can be reduced to a much greater extent than it is. has been possible to achieve this so far, if it is not completely eliminated * At the same time, the powerful control in pitch and roll provided by the controlled movements of the rotor axis, makes it possible to delete if desired,
the ailerons and the climb planes generally intended for lateral and longitudinal control *
It is furthermore advantageous to be able to achieve stability when the pilot's controls are locked as well as free. We can express this need in other words by saying that apart from the stability of the whole aircraft, there must be a stability of the oar controls, when the organ system, in this case the rotor, is used. both for the purpose of lift and control, the condition of stability of the aircraft when the controls are free, implies the stability of the control, that is to say that the pilot's controls tend towards a neutral position , if they are released.
When this condition is fulfilled, it is also necessary that when the controls are released, the aircraft adjusts its attitude at a regular forward speed and without giving any band on one side or the other laterally. .
These conditions are fulfilled by virtue of the present invention, which will be better understood with reference to FIGS. 1 to 5 of the accompanying drawings in which there is shown a diagram.
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matically an aircraft with its lift rotor, Figures 1 to 3 being side views and Figures 4, 5 views in elevation. in these figures, µ represents the body of the aircraft and the axis of rotation of the rotor is indicated by the line 0-0 which is in the plane of the drawing. For simplicity it has been assumed that the rotor has an even number of blades and the lines r-r indicate the wingspan axes of a pair of diametrically opposed blades lying in the plane of the drawing.
The rotor is of the type in which the blades are mounted to pivot on the hub, the pivoting mounts oomant horizontal pivots whose axes, substantially perpendicular to the plane of the drawings, are designated by a-a.
The position in space of the resulting aerodynamic reaction on a rotor of this type during flight varies in general as a function of the angle of incidence of the rotor with respect to the wind in the flight the angle of inoidenoe of the rotor being defined as the angle of incidence of a plane perpendicular to the axis of rotation.
We see in Figures 1 to 5 a number of designated lines: 0-0, 1-1, 2-2, 3-3, 4-4 and 5-5. These lines represent the projections on the drawing plane of the lines of the resulting aerodynamic reaction for different angles of incidence, the line 0-0 which coincides with the axis of rotation, being that relating to an angle of inoidenoe of 90 which corresponds to a vertical desoente of the aircraft, the axis of the rotor being vertical. The other lines 1-1 to 5-5 relate to progressively decreasing angles of incidence within the limits of the flight, line 5-5 for example, relating to a small angle of incidence corresponding to the maximum flight speed.
We. found as a result of theoretical research, which was confirmed by experimental evidence, that projections such as 0-0, 1-1, 2-2, etc. of the reaction
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aerodynamic result on a plane containing the axis of rotation 0-0 (whether the plane is longitudinal with respect to the aircraft, as in figures 1 to 3 or transverse, as in figures 4 and 5) or the axis of rotation 0-0 substantially at a common point which is designated by in figures 1 to 3 and by f2 in figures 4 and 5.
this point will be called the "fooal point"
The focal point for projections of the reaction on a longitudinal plane containing the axis of rotation (as in Figures 1 to 3) does not necessarily coincide with the focal point for projections of the reaction on a transverse plane (as in the figures 4 and 5). These points will therefore be respectively designated by the "longitudinal focal point" (f1) Figures 1 to 3 and the "lateral focal point" (f2) Figures 4 and 5.
In Figures 1, 2 and 3, the direction of flight is indicated by an arrow and it can be seen that when the angle of the rotor decreases, the part of the line of the resulting aerodynamic reaction which lies below the longitudinal focal point f1 is always located progressively forward.
In figures 4 and 5, the blades of the rotor which advance and rewind, are represented in the conventional form, and it is seen that when the angle of inoidenoe deviates the part of the line of the aerodynamic reaction resultant lying below the focal point f2 is always placed progressively forward towards the retreating blade.
The above represents in simplified terms an araoteristic case of the relation existing between the angle of incidence of the rotor, and the position of the line of aerodynamic reaction, In general the line of reaction tends to be moved more towards the blade which retrooedes. when the angle of incidence decreases, although this is not always in a very regular way, the relation being a function of the rotor characteristics.
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The present invention relates to a pivoting assembly of the entire rotor, by which the inclination of the totor can be modified in one or more substantially vertical planes to achieve the control. In Figures 1 to 5, the letter p generally denotes the point at which the axis of such a pivoting rotor assembly intersects the drawing plane and this axis is in any case directed such that the drawing plane (which ocontains the 0-0 rotational axis of the rotor) also maintains the shortest distance between the rotational axes and the pivot axes.
In other words, the pivot axis p is in a plane perpendicular to the plane of the drawing and parallel to the axis of rotation 0-0.
For purposes which will meet hereafter the "pivot points * (p) are designated in the various figures by exponents such as p1 p2, etc ..... the general reference p applying to all points Of this genre.
In Figures 1 to 3, the pivot axis is perpendicular to the aircraft to allow the rotor to be glazed in a longitudinal plane to control the aircraft in the pitch. In FIGS. 4 and 5, the pivot axis is longitudinal with respect to the aircraft, and allows the rotor to be non-linearly laterally for controlling the aircraft in the roll.
It can be seen that in these drawings, for all oas, the pivot axis p is in general placed below the fooal point and is offset from the axis of rotation in the direction of the aerodynamic line such as 1-1, 2-2, etc ...
The effect obtained by arranging the swivel axis in the same way is explained below.
In the first place, it is of course understood that the position of the line of the resulting aerodynamic reaction, with respect to the axis of rotation of the rotor, depends solely on the angle of incidence of the latter with respect to the rotor. wind due to theft
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and is not influenced by the respective positions of the axis of the rotor and of the body of the aircraft.
From Figure 1 it can be seen that the pivot axis designated by p1 for the longitudinal inclination of the rotor is on line 2-2 and it follows therefore that the rotor as a whole will be in equilibrium around its pivot axis p1 when the angle of incidence is such that the line of the resulting aerodynamic reaction passes through the pivot axis p1, i.e. its projection is represented by line 2-2 .
It will now be assumed that the angle of incidence of the rotor increases fortuitously so that the aerodynamic reaction then acts along a line whose projection is represented by line 1-1. The rotor is no longer in equilibrium on its pivot p1, but it is subjected to a torque tending to tilt the rotor around its pivot p1 in one direction (opposite to that of the needles of a clock compared to figure 1) , which brings about a decrease in the angle of incidence and brings it back to the equilibrium position for which the reaction passes through the pivot p1. Likewise, if the rotor idle angle is fortuitously reduced, it develops a recovery torque acting in the opposite direction. In this way, the balance of the rotor around its pivot axis p1 is stable.
It follows that if the controls which operate the inclination of the rotor p1 are loosened, the rotor adjusts itself according to an angle of incidence with respect to the wind in flight, so that the projection of the aerodynamic reaction is found along line 2-2 passing through pivot p1. this angle of incidence oorresponds to a well-defined forward flight speed, hereinafter called "adjustment speed".
The longitudinal stability of the aircraft as a whole, at the set speed with free controls, is ensured by the pendulum suspension of the body of the aircraft
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below the pivot p1. Thus, in gliding flight, the aircraft assumes a position in which the center of gravity is on the line of the resulting aerodynamic reaction of the rotor, assuming that the drag of the aircraft body passes approximately through the center of gravity . This equilibrium position is shown in Fig. 1, the projection of the center of gravity on the drawing plane being denoted by g which is located on line 2-2 and the arrow W, which is located along line 2-2 being intended to designate the projection on the drawing plane of the resultant of the weight and the drag of the body of the aircraft.
It is easy to see that the equilibrium is stable since it is that of a simple pendulum with aerodynamic damping.
When the control for longitudinal rotor incination is locked, the aircraft is equivalent to an aircraft having a fixed axis rotor. It is already known that such an aircraft has sufficient longitudinal stability and that it will adjust to gliding flight at a speed for which the line of the aerodynamic reaction passes through the center of gravity. Any fortuitous variation in the angle of incidence of the rotor therefore introduces a recovery torque acting on the aircraft to bring it back to the adjustment position. FIG. 2 shows a case in which the control for the longitudinal tilt of the rotor is locked in a position other than that corresponding to the adjustment speed with the free controls.
This is represented by the fact that the line joining the projection g of the center of gravity on the drawing plane to the pivot point p2, does not pass through the focal point f1.
The aircraft will now adjust to an angle of incidence for which the projection of the aerodynamic feedback is along line 4-4 passing through point g, while the moment of articulation around point p2 required to maintain the axis of the rotor in this position is approximately Wx le, term being the perpendicular distance included
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between p2 and line 4-4.
With regard to the lateral balance and the stability of the aircraft, reference will be made to Figures 4 and 5. Figure 4 shows a condition of lateral balance with free control for the lateral tilt, the aircraft flying. at a speed such that the projection of the line of aerodynamic reaction on a transverse plane containing the axis of the rotor 0-0, lies along the line 2-2 which passes through the axis p4 for the lateral inclination of the rotor.
The angle of lateral inclination of the rotor is such that line 2-2 also passes through the projection g of the center of gravity, the aircraft taking a position in which line 2-2 is vertical, of such so that the height of the aircraft acts at line 2-2, as indicated by arrow Wx, The stability of the rotor around its pivot is vertical in the absence of lateral slip, but any deviation outside of the equilibrium position indicates lateral slip of the aircraft, which in turn exerts a lateral force on the rotor, acting approximately in the plane of the blade articulation pivots a tending to restore the rotor in its position of equilibrium.
The stability of the aircraft as a whole, distinct from the rotor side, may be considered in a sense to be provided by the pendulum suspension of the body placed below the axis p4 for the lateral tilt of the rotor, but striotment the stability of the rotor and the body of the aircraft respectively cannot be considered independently, since the recovery effect is due to lateral sliding and this includes lateral displacement of the body from the flight line. .
FIG. 5 represents a condition for which the aircraft flies at a speed other than that intended to ensure perfect lateral adjustment with free controls.
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In oe oas, the pivot axis p5 is displaced from the line of the aerodynamic reaction whose projection is line 2-2, as before. It / therefore now exerts on the rotor at a rollover moment equal to Wy, in which y is the normal distance oomprise between point p5 and line 2-2. At this moment an equal moment will be opposed, applied by the control for the lateral tilting movement of the rotor and the rotor will take a lateral tilting angle for which the line 2-2 passes through the point g, the aircraft then taking a position for which line 2-2 is vertical.
If, on the other hand, the control does not give the rotor an oorreotion movement, the system assumes a configuration and a position giving a degree of permanent lateral slip sufficient to compensate for the oapotage moment Wy acting on the rotor.
Whether the control is locked or free, the system will assume a stable equilibrium configuration and position, by virtue of the effect of lateral sliding, provided that the pivot axis p4 or p5 for the lateral tilt of the rotor is not far from the line of the aero- dynamic reaction *
It should be noted that although to simplify the problem, the discussion of balance and stability has been restricted to the oas of gliding flight, the arguments developed apply generally, since the addition during flight The thrust engine of the propulsion equipment does not introduce any essential modification of the system.
It can be said that although the above theoretical discussion, referring to Figures 1 to 5 of the drawings, has been made with respect to the lift rotors whose blades are fixed to the hub by members oomprant articulation pivots horizontal such as aa in the figures, the oon-olusions which one arrives at are considered valid for all the rotors comprising means for automatically compensating
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the transverse swing moment normally experienced by a rigid bladed rotor when its motion includes a forward translational component.
Some of the means to achieve this may include tilting or angular displacement of the virtual axis around which the rotor blades rotate without actually moving the axis of the structure, that is. say the axis of the bearings of the rotor hub and it is understood that in what follows the expression "axis of rotation comprises a real or virtual axis of rotation.
in accordance with the present invention, in an aircraft, the main means of lift in flight comprising a lift rotor of the type mentioned, having a substantially vertical axis of rotation, means are provided to be able to tilt in an adjustable manner. said axis relative to the body of the aircraft, in one or more generally vertical planes around a real or virtual pivot axis, said means being oaraoterized by the fact that any one of said pivot axes is placed at the -above the center of gravity of the aircraft, that the point of intersection of the axis of rotation with the projection of the line of the resultant aerodynamic reaction of the rotor,
in a plane containing both the axis of rotation and the shortest distance between the axis of rotation and said pivot axis, is placed above said pivot axis and the latter is offset by relative to the axis of rotation in the direction of the line of aerodynamic reaction, such that in any forward flight condition the axis of rotation of the rotor does not lie between the line of aerodynamic reaction and said axis of pivoting, including the borderline case in which said pivot axis passes through said intersection point ,,
In the oas of a lift rotor of the plus type
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particularly considered, 0 test to say celai in which the rotor blades are articulated on a hub by pivoting members,
generally comprising horizontal pivot axes, the preferred degree of displacement of a pivot axis with respect to the axis, to achieve an adjustable inclination of the rotor, as well as placing said pivot axis in the vertical direction, is subject to the influence of the distance between the horizontal pivot axes of the blade joint and the pivot axis.
This is due to the fact that the position of the focal point on the axis of rotation is determined by the distance existing between the pivot axes of the horizontal joints and the axis of rotation. In this way, the distance at which the focal point is placed above the plane containing the pivot axes of the norizontal joint is greater, the greater the distance separating the pivot axes of the horizontal joint. of the axis of rotation is considerable. This condition is shown in Figures 1 to 5.
In FIG. 1, the axes of articulation A of the horizontal blade are quite removed from the axis of rotation 0-0 and the focal point f is located at a considerable height above the plane containing the points a-a. In FIG. 2 the joints a-a are closer to the axis of rotation and the fooal point f2 is closer to the plane of the joints. Figure 4 shows a condition analogous to Figure 1 in the transverse plane and Figure 5 a condition analogous to Figure 2.
FIG. 3 represents the case in which the horizontal ares of the pivoting members of the articulation of the blade coincide with the axes of rotation, In this case, the focal point 3 coincides with the intersection of the axis of rotation and articulation axes of the blade.
Since lines 0-0, 1-1, 8-8 etc ... representing the projections of the reaction line aerody-
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At the different flight conditions diverge downward from the fooal point, the recovery moment around the pivot point p, acting on the rotor when it is angularly displaced from a position of equilibrium, will be substantially proportional to the distance taken between the pivot point p below the focal point f while the moments due to the lateral sliding will be appreciably proportional to the distance at which the point p is located below the plane of the pivot points of the blade at.
It follows that the degree of stability (which is measured by the magnitude of the recovery moment) and the degree of rigidity of the controls (which is measured by the magnitude of the forces that must be applied to the controls to tilt the ro- tor) are subject to the influence of the vertical arrangement of the pivot p, which is generally all the greater the lower the pivot is placed.
In order to prevent the vibrations generated in the rotor from being transmitted to the controls intended to operate the inclination of the rotor, for example, as a result of slight faults in the mechanical balancing or other causes, a real axis or virtual, around which the rotor can be tilted in a single piece, is preferably placed in the plane along the horizontal pivot axes of the articulation members of the blade, In general, the pivot axes of the blade. the horizontal articulation will be in the same plane, but to open the oas or this arrangement would not be carried out as for example in a rotor with four blades with staggered articulation pivots or in the case of pivots inclined articulation,
as was mentioned above, the expression * plane containing the horizontal pivot axes "should be understood as comprising a mean plane disposed symmetrically with respect to said horizontal pivot axes.
In some special forms of aircraft, for example, in military aircraft, a very high command
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light and a great speed of maneuver are more important than the stability and in this case, it is advantageous to bring the pivot p near or in coincidence with the fooal point f, which can be achieved by arranging the articulation pivots. tion of the blade, generally horizontal, so as to intersect the axis of rotation and placing a real or virtual pivot axis for the tilting movement of the rotor, so that it passes through the intersection axes of rotation and horizontal articulation.
In FIG. 1, the point p1 is effectively represented in the plane of the articulation pivots a. As the latter are strongly offset relative to the axis of rotation, the fooal point f1 is high and good longitudinal stability is obtained. However, such an arrangement does not give good results for construction reasons and in general, it will be advantageous to place the pivots p exactly above the plane of the joint a, as in p2, p3, p4, p5, on Figures 2 to 5.
Although lion has shown that if the pivots around which the rotor must be able to tilt adjustably are properly arranged, the aircraft can adjust its attitude at a speed which is within the limits of flight with free controls and possessing satisfactory characteristics of longitudinal and lateral stability with free controls, means are preferably provided by which the inclination of the rotor is at least partially restricted.
Said means for restricting the tilt of the rotor may include non-elastic damping members to prevent any tendency of the rotor to oscillate about its tilt pivots and generally to make the control of the tilt of the rotor smooth in its direction. operation.
One or more plastic means can be provided, more particularly, to restrict the said inolinai-
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his. The fact that the center of mass of the rotor is normally placed below the axis of the pivots around which the rotor is mounted so as to be able to be insolated introduces a tendency for the balance to be unstable. rotor on said pivots and elastic means can be used to compensate for this tendency to instability.
In addition,
the elastic means in question can be arranged in order to elastically obtain an obliquity in the inclination of the rotor along one or more planes and means can be provided for varying the said degree of obliquity to allow the aircraft to adjust its attitude at any required speed and without giving bandwidth when the pilot has no hands on the controls.
The elastic means for restraining the tilt can if desired be so arranged that for a certain angle of tilt of the rotor (in any plane of tilt) they exert no force, c 'that is to say that the obliquity is neutral for this angle, and that means can be provided to modify the angle of the inclination for which the obliquity is neutral.
The results of the experiments have shown that if the pivot axes of the tilting movement of the rotor are so arranged that the adjusting speed of the aircraft or the speed corresponding to the lateral balance of the rotor, it is to say without lateral slip, or both speeds at the same time, is found between the normal limits of flight, when the controls are free and without obliquity there can be a tendency to instability in both the flight. pitch and roll, more particularly in gales, sudden changes in wind speed in the line of flight appearing to exert a particularly unfavorable influence.
According to a characteristic of the present invention, a pivot axis to obtain an adjustable inclination.
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of the whole rotor is so arranged that for all speeds o within the limits of normal flight the projection on a plane containing both the axis of rotation and the shortest distance oom between the axis of rotation. rotation and said pivot axis of the rotor aerodynamic reaction line, lies between said pivot axis and the axis of rotation.
Cala is equivalent to saying that the pivot axis is arranged in such a way that the adjustment speed or the speed at which there is no lateral slip (depending on whether the pivot axis is transverse or longitudinal) aveo free controls and no skew obtained elastically, is above the maximum speed of the normal flight limits.
This condition is shown in FIG. 3 in which the pivot axis p3 is placed in front of the reaction line 5-5, corresponding to the maximum normal flight speed. when the pivots intended to ensure the inclination of the rotor are arranged in this way, the adjustment of the attitude both in the longitudinal direction and in the lateral direction, for speeds between the limits of normal flight is accomplished by employing elastic means to ensure the obliquity.
In order to limit the extreme angular values between which the rotor can be inclined in any plane, fixed stop means are preferably mounted, those intended to limit the inclination of the rotor forwards preferably being placed at a distance. such that it is impossible to park the aircraft on a descent with a dangerous slope.
The transverse pivot for the longitudinal tilt of the rotor is preferably placed aft of the center of gravity of the aircraft. More particularly, a perpendicular starting from the center of gravity of said transverse pivot axis can be inclined towards a plane perpendicular to the longitudinal axis of the body of the aircraft at an angle of the order of 6. This ensures that the longitudinal axis assumes a substantially horizontal position in cruising flight and a position
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which gave a slight nose down in glide, as is generally advantageous to do in order to both reduce the drag of the aircraft body and allow the pilot to see ahead.
According to another characteristic of the invention in addition to the means for adjustably inolining the rotor, means are provided for moving the mime assembly of the rotor in a direction generally perpendicular to the axis of the oelui-oi. The latter means can preferably be ordered during the flight.
By moving the rotor assembly longitudinally with respect to the aircraft, the position of the latter's body relative to the flight line can be controlled in the longitudinal vertical plane, independent of the speed of the aircraft and of the position of the center of gravity, so that the aircraft can always fly in the best position; and variations in the longitudinal adjustment such as may be caused by a change in the arrangement of passengers, cargo, fuel and other possible charges can be easily and perfectly compensated.
According to another characteristic of the invention, the aircraft is constructed in such a way that the aerodynamic stability of its body (including all the parts which are in connection with it, such as the landing gear, the heel). lice, etc.) independently of the rotor is positive in swerves, and also positive or at least neutral in pitch and roll, small non-rotating auxiliary surfaces being provided for this purpose, if necessary ,
In order for the stability of the body of the aircraft to be complete in pitching, a small non-rotating horizontal tail surface can be used, the volume of which, i.e. the product of its area by a lever arm passing through the against gravity, is significantly less (for example, about two-thirds)
to that which would be necessary to sta-
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effectively stabilize the whole aircraft in the pitch, if the rotor axis was fixed relative to the body.
The following description relates to three embodiments of the object of the present invention and relates to the accompanying drawings *
The first embodiment of the invention is shown in Figures 6 to 12, of which:
Figures 6, 7 and 8 show the general arrangement of an aircraft of the type mentioned and are respectively a side view, a plan view and an elevation view.
FIG. 9 shows the assembly of the upper part of the rotor seen in a longitudinal vertical compe passing through the center.
Fig. 10 is a rear elevational view showing the assembly of the rotor shaft.
Figures 11 and 12 show respectively in profile and in plan the arrangement of the controls of the aircraft in the pilot's station.
Dtaprèa Figures 6, 7 and 8 the aircraft includes a body 31, a motor 32, controlling a propeller 33, main wheels 34, mounted on the struts 35 of the landing gear and a pyramidal structure of sup - port, composed of mats 36, at the top of which the rotor is mounted.
The latter includes the blades 38 mounted on a hub 37 by means of horizontal pivots 39, articulations 40 and vertical pivots 41. The hub 37 is mounted on an assembly of axles shown in FIGS. 9 and 10, the assembly being pivotally mounted on the pyramid 36 by means of a transverse pivot 42, intended to operate the longitudinal inclination of the rotor and of a longitudinal pivot 43 to effect the transverse inclination. The pivot 42 is placed slightly in front of the axis of rotation of the rotor, said axis being designated by the line 0-0. Furthermore, the pivot
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42 is disposed below the plane of articulation of the pivots 39 and as close to this plane as the construction conditions allow.
Likewise, the longitudinal pivot 43 is unrolled from the axis of rotation 0-0 in the direction of the blade of the rotor which retrocedes, the direction of rotation being indicated by an arrow in FIG. 7. Aircraft gravity is denoted by ± ±. and the line joining point g to pivot 42 forms an angle of approximately 6 degrees with respect to the plane normal to the longitudinal axis of the body of the aircraft,
The control of the inclination of the rotor, both in the longitudinal and transverse direction, is effected by means of a control shaft 44 of the usual type, arranged in the pilot station 69, the longitudinal inclination of the rotor being both carried out by moving the control shaft longitudinally and the movement of the latter being transmitted by means of a rod 45,
an elbow lever 46, the rod 47 and the arm 48.
The transverse movement of the shaft 44 is transmitted by means of an oscillating shaft 49, due to the ooude 50, of the rod 51 and of the arm 52 to effect the transverse inclination of the rotor.
At the rear end of the body of the aircraft 31 is mounted a fixed vertical stabilizer 53 and a steering rudder 54, on which is mounted a lever with two ends 54x linked by means of the oables 56 with , a 55 rudder bar, fitted with 55x pedal.
At the rear end of the body of the aircraft are also mounted small horizontal stabilizers 57 having a sufficient surface to ensure the body of the aircraft (including the various parts attached to it, such as the landing gear and the pyramid on which the rotor is mounted) a positive degree of stability in the tangage. he stabilizers 57 are connected to the body by means of the struts 70 and are pivotally mounted in view
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to oscillate around an axis 58, their incidence being adjustable at a small angle by means of the rod 59 of the angled lever 60 of the cables 61 and of a hand lever 62 which can be fixed in any desired position by means of of a roohet sector 63.
The rear end of the aircraft is supported on the ground by a rear wheel 64, orientable, disposed in a fork 65 which is pivotally mounted on the body of the apparatus at 66, the orientation of the rear wheel is operated through the oables 67 qni contain springs 68 and are attached to the rudder control oables 56.
It should be noted that the main wheels 34 are arranged clearly in front of the center of gravity g, the line joining the center of the wheel to the point g being non-linear back towards the land line ee (when the aircraft rests on the three wheels) at an angle more acute than the usual angle for ordinary airplanes.
This angle is chosen so that the aircraft does not nose-down on the ground with the wheels braked or stopped and when the helium provides its maximum thrust or the rotor develops the maximum upward force which it is able to handle. , under the influence of the command intended to start the rotor, or under two actions at the same time, as will be deorit below: the accident above is avoided marl with a slight slope in forward despite the fact that there are no climb planes to apply a strong downward thrust to the tail, under the effect of airflow.
From Figures 9 and 10, it can be seen that the upper end of the masts 36 of the pyramid are bolted to a part 71 comprising a fork 72 carrying the axis of the transverse pivot 42, on which is mounted, so as to be able to turn on a pad 73, an intermediate piece 74 comprising a rearward extension 75, a flange 76 forming
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projection downwards and serving to limit the angular movement of the part 74 around its pivot 42 by contact with the vertical faces 71x, formed on the part 71.
The rear part of the part 75 serves to mount the arm 48, while the part immediately behind the pivot 42 forms the axis of the longitudinal pivot 43, on which is mounted) by means of 'a bearing 77, a rotor shaft 78, the lower part 79 of which is drilled longitudinally to house the pivot 43. At the base of the piece 79 is formed a pair of bosses 80, enclosing the flange 76 and serving by contact with the latter. to limit the movement of the part 78 around the pivot 43. As can be seen in FIG. 10, the arm 52 is fixed to the part 79 of the part 78.
The movement of the part 74 around the pivot 42 is damped by means of a friotion device comprising a washer 147, secured to the fork 72, a friction washer 148, a clamping washer 149, a spring 150 and a dorou 151, arranged on the threaded part of the pivot rod 42, the adjustment of the frictional resistance being effected by tightening or loosening the nut 151. the movement of the part 79 around the pivot 43 is limited by a similar friction device comprising a flange 152 formed at the rear part of the part 79, a friction washer 153, a clamping washer 154, a spring 155 and an adjustable clamping ring 156, the latter being carried on a part thread of lever 48.
The rotor hub 37 is mounted on the part 78 by means of radial bearings and. stops 82 combined
The part 78 further comprises a collar 81 on which are fixed the two halves of a split oonsole 83, 84 to the front part of which is fixed a housing 85 in the lacquer are housed the shafts 86, 87 which can be aooou- pled together by means of a clutch 88jaq, of which the slider 89 is controlled by a fork 90, a lever Ìl
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aotionnant oable 92 and a return spring 93.
At the top of the shaft 88 is a pinion 94 in mesh with a ring gear 95, bolted to the hub 37 and which carries a seal 96, which retains the lubricant supplied to the hub 37 for the bearings 82.
The inner face of the ring gear serves as a brake drum. Aveo the latter cooperate with two brake shoes 98 pivoting on a pin 99 carried by the front half 83 of the split console. The pads 98 are actuated by an oame 100, the shaft 101 of which is mounted in the rear half 84 of the oonsole and carries a control lever 102 in conjunction with a command from the pilot's station by any appropriate means (not shown).
The shaft 86 is controlled by another shaft 103 which is extended upwards by a telescopic link 104 and a universal joint 105. Marble 103 is controlled by the motor 32 through the generally designated control elements. by 103x in Figure 6.
The rods 47, 51 are tubular in shape and are respectively resiliently mounted on the arms 48, 52 by means of stacks of rubber rings 106 in compression which press against the stops 107 secured to the tubular pieces 47 and against each other. an oollier 108 formed on a rod 109 which can slide longitudinally relative to the tubular part 47, by the fact that it is guided in the stops 107 and coupled to the arm 48 by a grooved ohap 110.
A similar rod 109, mounted in the same way in the tubular rod 51 is coupled to the shaft 52 by means of the ohape III and a pivoting joint 112 which allows modifications to be made in the alignment from front to rear. rear of the rod 51 oonséoutif the inclination of the part 74 around the pivot 42,
In Figures 11 and 12 we see that the oomman-
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Des for the inclination of the rotor comprise, in addition to the parts already described, a transverse oscillating shaft 113 on which the elbow lever 46 is mounted.
This oscillating shaft carries at one of its ends a double lever 115 at the ends of which are fixed elastic cords 116 connected, by means of cables 117 and adjustable tensioning devices 118, with a lever. hand 119 having a spring catch 121 in engagement with a toothed sector 120. By this means, the longitudinal inclination of the rotor can be resiliently given a certain obliquity, the position of the corresponding rotor axis at zero obliquity, o * is to say at an equal tension of the two strings 116, being determined by the position of the hand lever 119, and the force exerted by the obliquity being: adjustable by means of the devices 118.
A similar arrangement, intended to elastically provide an obliqueness to the lateral inclination of the rotor, includes a vertical lever 122 mounted at the front end of the oscillating shaft 49 and elastic cords 123 attached to the cables 124 comprising cables. tensioning devices 125 and passing over pulleys 126 in order to be attached to a vertical lever 127, mounted on an oscillating longitudinal shaft 128, carrying at its front end a hand lever 129 provided with a locking device. spring 131 intended to engage in a toothed sector 130.
As seen in Figure 12, the rudder cables 56 and the rear wheel oables 57 are both attached to cables 56x whose forward ends are attached to the rudder bar 55.
All controls can be fully and partially locked by means of friction devices; those corresponding to the longitudinal controls consist of a rod 133 fixed by one of its ends on a lever 132 mounted on the transverse shaft 113 and fixed at its other end to a plate provided with notches 134, enclosing a threaded rod 135 which carries a washer
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ge 138, a spring 137 and an adjustable wheel-shaped eorou 136, which allows the plate 134 to be wedged against a stop plate 139.
A similar friction locking device for controlling the transverse inclination of the rotor, generally denoted by 141, comes out to retain a toothed sector 140 mounted on the oscillating shaft 49. Turn the control. Of the rudder, a friction device 143 analogous to those of the rotor control, serves to retain a notched plate 142 in connection with one of the cables 56x.
Drive marble 44 has a tubular shape and is extended by a pair of plates 44x, fixed at its lower end and which pivot at 44 to move longitudinally on the rocking shaft 49. The drive shaft 44 can be moved. be locked in its most advanced position by means of a fork plate 144, articulated on a transverse axis, a lever 145 secured to a fixed point by means of a spring 146 being mounted on said fork tray.
As shown in Figure 11, the spring 146 is arranged such that normally the plate 144 is held some distance from the drive shaft 44, but when it is pulled back to embrace the shaft. 44 the spring 146 passes over a neutral point, so that the fork plate 144 then engages a collar 44a formed on the shaft 44, and intended to hold the latter securely in its position. the second embodiment of the present invention is represented in FIGS. 13 to 19, among which FIGS. 13, 14 and 15 represent the general arrangement of the aircraft, respectively in a profile view, a plan view and an elevation view.
Figure 16 is a longitudinal vertical stern, passing through the center of the assembly of the upper part of the rotor,
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Figure 17 shows the assembly of the rotor shaft in elevation, viewed from the rear. Figures 18 and 19 show the controls in the pilot's station, respectively: in profile and in plan.
The aircraft is, in this embodiment., Analogous in a large number of points of view to that of the preceding form and the parts which are identical in the two constructions are designated by the same reference numerals and do not will not be described again.
The aircraft shown in Figures 13 to 19 will differ from that of Figures 6 to 12 in the following data:
In the first place, the control of the aircraft by tilting the. rotor (longitudinally or transversely) is aided by climb planes and ailerons of the usual typa. Thus the aircraft has small fixed wings 201, the ends 202 of which are turned upwards to increase lateral stability, said wings carrying warping ailerons 203.
The fins 203 are mounted on torsional stress compensating tubes 213, the inner ends of which project inside the body and carry the levers 212, which are coupled through the vertical rods 211 with a lever. transverse 210, with two arms, mounted on the osoillant shaft 49 (see Figures 18 and 19).
Secondly, the control of the ailerons is effected by means of the wheel, instead of the hearth by the lateral oscillation of the control shaft.
From Figures 18 and 19 we see that a flywheel 214 is mounted on bearings at the upper end of the control shaft 44 and carries a toothed wheel 215, over which passes a section of ohaina 216, whose ends are connected by means of rods 217 with a transverse lever 218, with two arms, mounted on the oscillating shaft 49.
Since the drive shaft 44 only needs to oscillate longitudinally, the oscillating shaft 49 ends
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immediately behind lever 218 and, since it is hollow, it forms a manohon support 219 for the forward end of a short shaft 220, which is rigidly fixed in a manohon 221 and carries a pivot 44 on which the extension plates - 44x of shaft 44 'are mounted.
Thirdly, the assembly of the rotor includes means for moving the whole rotor in one piece, longitudinally with respect to the aircraft.
Thus, according to Figures 13, 16 and 17, the fork 72, on which is mounted the transverse pivot 42, is formed on a movable carriage 71a having side eyes 222 which fit in a sliding manner. in guide systems 224, provided in a terminal piece 223 which is secured to the upper ends of the mata of the pyramid 36.
A high speed screw 225 is screwed and pinned to the rear end of the piece '71a and on it is a threaded nut 226 carrying a toothed wheel 227 on which a chain 228 passes, the toothed wheel 227 being disposed axially between two stop collars 229, 230, provided with lateral bosses fitting into guides 224 of the part 223 and secured thereto by screws as seen at 230x (FIG. 17). the vertical stop faoes 71x which co-operate with the flange 76 of the part 74 are formed on the carriage? there as seen in figure 16, the other parts of the assembly of the upper part of the rotor are substantially the same as those shown in Figures 9 and 10.
From Figures 13, 18 and 19, it can be seen that the ends of the chain 228 are fixed to the oables 231 which descend into the body of the aircraft passing over the pulleys 232, their ends being assembled by a second chain section 233 which is fed onto a toothed wheel 234 attached to a flywheel 235; by acting on the latter
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the positions can be adjusted from front to back of the sliding carriage 71a and consequently of the rotor assembly.
The third form of construction is shown in Figures 20 to 23 among which
FIG. 20 shows in profile the general arrangement of the aircraft. Figure 21 shows the arrangement of the assembly for mounting the rotor and controls, side view.
Figure 22 is a rear elevational view of the parts shown in Figure 21.
Fig. 23 is a plan view showing some details of the controls,
In FIG. 20, the aircraft is shown without a rudder, without climb planes, and without fixed wings, and it is in this case controlled in flight entirely by the controlled tilt movements of the rotor in a natural way. - Exemption from control by the motor. the body of the aircraft is (% signed as above by 31, the engine 32, the propeller by 33, the main wheels by 34, the struts of the landing gear by 35, the rear wheel by 64, and the driver's position by 69.
The body of the aircraft is stabilized in swerves, in pitch and roll by means of a vertical fixed tail 300, a small horizontal stabilizer 301, and a fuselage 302, the latter containing the oharpente carrying the rotor and constituting a tail surface above the center of gravity.
The aircraft in this embodiment is provided with a rotor with two blades, which blades 38 are articulated on the hub by vertical axes 41, articulations 40 and a single horizontal axis 39 common to the two blades.
As above, the assembly forming the axis of the rotor pivots for the longitudinal and transverse movement on axes 48 and 43, the control being carried out as before by means of an arm 48 extended towards the rear and of
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a vertical rod 47 as well as by a lateral arm 52 and a rod 51.
An inclined drive shaft 303 extends from the rear of the engine to the top of the rotor, its lower end being housed in a housing 304, mounted behind engine 32 and containing the necessary transmissions as well as a clutch, details of which are not not shown, but which can be controlled by an arm 305, to which is fixed an oable 306 passing over a pulley 307 to arrive in the pilot's station. the main element which supports the rotor consists of a single vertical mast or pillar 308 enclosed with rods 47 and 51 and the assembly of the upper part of the rotor in the fuselage 302. the fixing systems of the pillar 308 are not shown because they do not form part of the present invention, the post 308 can be removed and secured to the body 31 in any suitable manner.
the wheels of the landing gear are provided with brakes, the detail of which is not shown because they can be of any suitable known type, but their control levers are shown sohematically at 309, said levers being fixed by any suitable means such as a "Bowden" control, shown schematically at 310, with a view to controlling the transmissions in the pilot's station as will be described below.
From Figures 21 to 23 it can be seen that the pillar 308 is tubular in shape and that at its upper end is fixed an internal manobon 311 on which is formed a fork 312 which carries the transverse pivot 42 on which is mounted so to be able to turn an intermediate part 313, The oscillating movement of this part around the rod of the pivot 42 is limited by a part 313x of the member 313 which projects downward between a pair of jaws 311x forming part of the sleeve 311.
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The part 313 comprises a rearward extension which forms the rod of the longitudinal pivot 43 on which is mounted so as to be able to rotate a part with an axis 314, the lower part of which has a horizontal support intended to receive the pivot 43 internally.
As before, the hub 37 is rotatably mounted on the axle part 314 at the hub of the bearings 315. In this case, however, a single hole lug 316 is attached to the upper part of the hub 37. This lug 316 carries the single horizontal axis of the pivot 39 of the articulations of the blade, the articulations 40 being provided with fork ends mounted on the rod 39 and enclosing the lug 316.
Hub 37 terminates downwardly in a cone 317, the inner face of which is coated with friction lining 317x.
When the rotor is tilted forward about the pivot 42 at substantially its extreme limit, the friction lining 317x engages the pinion 313 of a friction cane mounted at the upper end of the control shaft 303 and bearing in 319 in a bracket 320 which is mounted at the upper end of shaft 308.
The pivot rod 43 which forms part of the pivoting part 313 is extended towards the rear to carry the lever 48 which is in connection with the rod 47, while the lateral lever 32 is secured to the side of the part d. 'axis 314.
The lower end of the rod 47 is pinned to a lever 321 mounted on an oscillating transverse shaft 322 to which is also attached a lever 323 terminating in a pedal 324.
The oscillating shaft 322 also carries a lever 325 whose end is coupled by means of a strong tension spring 328 to a lever 326 freely mounted on the shaft 323 and comprising a stop 327 arranged so as to bear against the lower face of the lever 325. the rod 329 couples the lever 326 to a lever 330
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forming the lower extension of a hand lever 331 provided with a spring cleat 332 engaged with the notches of a fixed sector 333.
Normally the spring 328 firmly retains the stopper 327 against the lever 325 so that the lever 326 moves with the lever 325 and the swing shaft 322.
In this way, the longitudinal inclination of the rotor is normally controlled by the hand lever 331 by means of the elements 330, 329, 326; 325, 322, 321, 47 and 48.
Since the aircraft has its own longitudinal stability, a continuous maneuvering of the longitudinal tilt of the rotor by the pilot is unnecessary and the lever 331 can be locked by means of the stop device 332, in a position corresponding to the desired flight speed.
The rotor can however be tilted backwards quickly, so as to increase its angle of incidence, as is, for example, necessary in the landing, by means of the pedal 324, which is directly coupled. to the oscillating shaft 322 acts outside the hand control by the lever 331 (if the latter is locked by means of the stop device 322) to cause the spring 328 to work and allow the lever 325 to lift stop 327.
It is obvious that by releasing the pedal 324 the spring j28 vigorously returns it to its normal position.
Spring stop 332 may be provided with quick release means which are not shown since any of the well known types suit the purpose.
The oonic pinion 318 is brought into engagement with the friction surface 317x of the cone of the rotor hub 317 by the hand lever 331 which tilts the rotor forward to the extrade limit, the front part of the sector 333 being hollowed out as seen in the figure to allow the application of gentle and regular pressure.
This pressure can be applied directly to the
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hand or by means of an additional part 340 pivoting on an axis 341 disposed back and forth on the aircraft and having its leading edge in the form of an oame 344 which applies forward pressure to a lever 331 when the handle of lever 340 is pushed clockwise when looking from the rear.
In. In addition, the cable 306 which actuates the clutch placed in the transmission housing 304 is guided upward on a pulley 343 and attached to a pulley 342 mounted at the front end of the lever 340.
We see our figure 22 four positions of the lever 340, designated by the references A, B, 0, D, position 6 being indicated in plain lines and the others in dotted lines.
The normal position of the lever is on A and it is brought to this position by means of a spring 347 (see figures 21 and 23). as the lever rotates clockwise, the oable 306 is pulled out and thereby the lever 305 moves to engage the clutch in the oart 304 (see Figure 20). This clutch is fully engaged when the lever has reached position B.
Further movement of the lever to position C brings the anterior face of its blade 344 into engagement with the rear face of the lever 331, the latter having been previously pushed forward in the position shown in dotted lines in FIG. 21.
Any further pressure on lever 340 clockwise from C to D exerts pressure forward of lever 331 steadily increasing the ratio of the lever arms to ensure that the cones 317 and 318 are fully engaged.
It should be noted that the spring 328 must be strong enough to transmit the clutch pressure of the cones 317 and 318 without subjecting the parts to too much stress.
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and for this purpose it must have a considerable initial tension when the lever 325 is engaged with the stop 327.
A notched disc 345 is mounted on the lever 340 and can be locked in any position by means of a lug 346.
A stop plate 348 pushed by a spring 349 is articulated on the disc 345. when the lever 340 is in its normal position The stop plate 348 is in the position shown in dotted lines, In this position it is interposed on the lever 330 and prevents it from oscillating sufficiently forward to engage the cones 317, 318. However, if the lever 331 is in front of the plate 348 the spring 349 allows the latter to yield and to. lever 331 to be pushed back past plate 348.
Thus, the assembly of the lever 340 and the stop plate 348 ensures i
1) that the cones 317, 318, cannot be brought into engagement in normal flight;
2) that the rotor cannot normally be tilted forward enough to cause a dangerous fall;
3) that by operating the clutch of the transmission to start the rotor, the clutch device housed in the oarter 304 is engaged before the cones of friction;
4) that the clutch cannot be engaged, when the friction cones are already engaged.
A lever 350 is further provided to control the wheel brakes by means of an arm 353 and the "Bowden" link 310. This lever is provided with a control button 351 and a roller 352 projecting into the path of lever 331 such that when the latter is pushed in to engage the cones 317, 318 the lever 350 is also pushed in and automatically applies the wheel brakes.
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to lock the brakes in the engaged position when the apparatus is in the garage, a rod 354 is provided to lock the lever 350 in this position, the said lever being provided with a tab 356 having an orifioe intended for the rod and the latter being appropriately attached to an ohaine 355.
In the present example, the assembly comprising the seoteur 333, the lever 340, and the lever 350 is mounted on a bracket 339, but any other suitable mounting may be employed.
Starting the aircraft requires the following sequence of operations 9, the engine being started and the pin 354 being withdrawn, the lever 331 is pushed forward until it is retained by the notch located furthest forward on sector 333. The lever 340 is then rotated clockwise (looking from the rear), from position A to position D passing through by B and 0. In this way, the clutch is first brought into engagement, after which the lever 331 is pushed forward to engage the cones 317, 318; At the same time, the lever 350 is pushed forward to apply the wheel brakes and thus prevent the aircraft from moving on the ground when the engine is running to allow the rotor to launch.
When the movement of the rotor has been accelerated, the lever 340 is clamped which is returned to position A by its spring 347, thus releasing the pressure applied to the cones 317, 318, disengaging the clutch and releasing the brakes. wheel. The aircraft is now in a position that allows takeoff.
The transverse control of the rotor is operated through the intermediary of a flywheel 338, a shaft 337, a worm 336, a sector 335, and an arm 334 which is coupled to the rod 51 The coupling of the rod 51 with the lever 52 is of an elastic nature comprising compression springs.
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360 bearing against the stops 361 secured to the tubular rod 51, and against an oollier 359 formed on a rod 358 sliding in the stops 361 and ending in a loop 357, which is joined by a pin to an articulated joint 356 carried by lever 52.
In this way, the transverse control of the rotor comprises an irreversible control element represented by the worm 336 and the sector 335 as well as an elastic element 360, etc. which is placed between the irreversible element and the rotor. It may be noted in general that the type of construction mentioned as the second embodiment of the invention, although it is shown for simplicity in Figures 13 to 19 as being applied to a single-seat aircraft , might actually be more generally suitable for a large crew aircraft,
since it comprises means for adjusting the longitudinal position of the center of thrust in order to compensate for large variations in the longitudinal position of the center of gravity and it also has very powerful controls.
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