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"DISPOSITIF STABILISATEUR POUR AVIONS A HELICESELEVATRICES ET/OU SUSTENTATRICES"
Dans les avions à hélices élévatrices et sustentatrices connus jusqu'à présent, la stabilisation était généralement obtenue par le déplacement angulaire des ailes ou par l'incli- naison de l'axe de rotation de l'hélice. Il est en outre conm d'utiliser des hélices stabilisatrices spéciales de préférence réglables.
L'actionnement de ces organes incombait au pilote et exigeait de la part de celui-ci une grande adresse, ainsi qu'une attention particulièrement soutenue
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En outre, on a proposé et essayé d'autres modes d'exécu... tion dans lesquels des plans stabilisateurs étaient prévus directement au-dessous des pales tournantes, soit derrière, soit devant et derrière l'axe transversal de l'avion. Toutefois , les essais ont démontré que cette disposition n'était pas pratiquement utilisable, étant donné que la distance de ces plans stabilisateurs depuis le plan de rotation des pales élévatrices, ou depuis le centre de suspension aérodynamique était trop faible.
Finalement, on connait également le mode d'exécution con- sistant à disposer, dans la zone du vent produit par l'hélice, les deux gouvernails prévus à l'arrière du fuselage de l' avi on.
Toutefois, ces gouvernails oscillant autour d'axes horizontaux servent uniquement à compenser le moment de torsion exercé sur le fuselage par l'hélice élévatrice unique.
Suivant l'invention, on fait usage de gouvernails influencés par le vent de l'hélice, occupant au repos une position sensiblement verticale, et inclinable par rapport à la direction du dit vent, ces gouvernails étant disposés par paires devant et derrière l'axe transversal de l'avion, tout au moins par rapport à l'un des axes de ce dernier, la dispo- sition étant telle que, dans la position de repos des gouver- mils, les bords inférieurs d'au moins une paire de ceux-ci, ne se trouvent pas plus haut que le fuselage. Pour que cette disposition soit particulièrement efficace, il est nécessaire que les bords supérieurs d'au moins une paire de gouvernails se trouvent à une distance d'au moins 1/4 du diamètre des pales tournantes, du bord supérieur de la pale supérieure.
En outre, les gouvernails doivent être situés, tout au moins en partie, dans la zone du vent produit par l'hélice élévatrice. Plus spécialement, lorsqu'il est fait usage depales tournantes
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à proximité du moyeu, des parties inclinées sous un angle faible ou nul, les dits gouvernails doivent être disposés en dehors de la zone déterminée par ces dernières parties des dites pales. Pour pouvoir exercer sur l'avion le plus grand moment possible, ces gouvernails doivent être distants, au- tant que possible, de l'axe vertical et du centre de suspens sion aérodynamique de l'appareil. Ceci peut être obtenu par exemple en disposant au moins un gouvernail de chaque côté du fuselage à une distance telle que le dit gouvernail peut être amené dans la position horizontale en se rapprochant du fuse- lage.
Les gouvernails disposés de cette manière assurent à l'avion une stabilité propre remarquable étant donné qu'au cas où celui-ci viendrait, pour une raison quelconque, occuper une position inclinée, les filets d'air qui n'ont pas encore modifié leur orientation verticale, rencontreraient les gou- vernails venant occuper une position oblique, et le moment ainsi exercé assurerait le retour de l'aéronef à sa position initiale.
Par les termes d'avion à hélice élévatrice et sustenta trice, on entend, dans la présente invention, un avion pouvant exécuter des vols uniquement comme avion à hélices élévatrice, soit uniquement comme avion à hélice sustentatrice, soit comme avion comportant les deux hélices à la fois. Les gouvernails sont montés à pivotement autour d'axes horizontaux ou sensi- blement tels, Afin de pouvoir utiliser les gouvernails éga- lement pour le vol horizontal, on prévoit d'orienter les axes de ceux-ci sous un angle, de préférence négatif, par rapport à la direction de vol, ceci étant applicable à tous les gou- vernails ou à une partie de ceux-ci. Pour autant que cela soit possible, en tenant compte du vent produit par l'hélice élévatrice, on dispose les gouvernails à proximité immédiate du fuselage.
Les gouvernails placés à une certaine distance du
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fuselage sont orientés de telle manière que lorsqu'il se trouvent dans la position inclinée, leurs bords inférieurs se trouvent plus près du plan axial longitudinal et vertical de l'avion que leurs bords supérieurs. La commande des gouver- nails, laquelle est de préférence à auto-blocage doit permettre d'amener les dits gouvernails dans la position horizontale notamment en vue de leur utilisation au cours du vol horizontal.
Pour simplifier la commande, les dits gouvernails sont accouplés les uns aux autres, de préférence par paires; de plus ils peuvent être combinés, le cas échéant, avec les gouvernails de profondeur et de direction, de façon à obtenir une coopération appropriée. de tous ces organes.
Il est particulièrement utile d'adopter la disposition consistant à prévoir une paire de gouvernails à l'avant et une paire à l'arrière du fuselage, les deux à proximité immédiate de ce dernier, et une autre paire de gouvernails dans l'axe transversal de l'avion, mais dans la périphérie extérieur re du courant d'air produit par l'hélice élévatrice.
Suivant l'invention, on peut également prévoir des plans stabilisateurs dans des canaux prévus dans le fuselage, ces canaux devant être situés dans la périphérie extérieure du courant d'air produit par l'hélice élévatrice.
Les dessins annexés représentent, à titre d'exemple, quelques modes d'exécution se rapportant particulièrement à la disposition et à la conformation des gouvernails. Dans ces dessins:
Fig. 1 est une vue latérale d'un avion à ailes tournantes, comportant deux hélices élévatrices coaxiales.
Fig. 2 est une vue en plan correspondant à la Fig. 1.
Fig. 3 est une vue d'élévation correspondant à la Fig. 1.
Fig. 4 est un exemple de disposition de gouvernails.
Fig. 5 à 9 sont des exemples d'exécution de gouvernails.
Fig. 10 représente un fuselage avec des gouvernails
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pouvant être amenés dans la position horizontale.
Fig. 11 est une vue en coupe transversale suivant la ligne 11-11 de la Fig. 10.
Fig. 12 montre une fuselage pourvu de gouvernails disposés d'une autre manière.
Fig. 13 montre le schéma d'interconnexion des gouvernails entre eux et avec les organes de commande.
Fig. 14 montre un fuselage avec plans stabilisateurs disposés dans des canaux prévus dans celui-ci.
Fig. 15 est une vue en plan correspondant à la Fig. 14.
On prévoit, de chaque côté du fuselage 1, des paires de gouvernails, à savoir 2, 3 et 4,5 (Figs. 1 à 3) dont les axes de pivotement 6 sont horizontaux, ou bien, comme montré aux dessins, orientés sous un faible angle négatif par rapport à la direction de vol. Les gouvernails disposés, et éventuellement commandés par paires sont placés l'un derrière l'autre de chaque côté du fuselage. Le déplacement angulaire des gouvernails s'effectue de préférence dans le sens indiqué par la flèche (Fig. 3) la commande pouvant être à auto-blocage, en utilisant par exemple une vis sans fin avec un pignon approprié.
Suivant qu'on déplace les deux gouvernails antérieurs 2 et 3 ou les deux gouvernails postérieurs 4 et 5, ou les deux gouvernails de gauche 2 et 4, ou les deux gouvernails de droite 3 et 5, le courant d'air incident produit une inclinaison de l'avion vers l'avant, vers l'arrière, vers la gauche ou vers la droite, respectivement.
En outre, lorsqu'on incline en même temps le gouvernail avant gauche 2 et le gouvernail arrière droit 5, l'aéronef exécute un virage vers la gauche autour de son axe vertical, tandis qu'un virage vers la droite peut être obtenu en action nant d'une manière appropriée-les gouvernails 3 et 4. Lorsque
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les axes 6 des gouvernails sont inclinés par rapport à la direction de marche, comme mentionné ci-dessus, les manoeuvres qui viennent d'être décrites peuvent être exécutées de la même manière, non seulement au cours de vols ascensionnels mais également dans le cas de vols horizontaux.
Dans les Fig. 1,2 et 12, on montre spécialement des gouvernails de profondeur 7 et de direction 8, tels qu'ils sont utilisés dans les avions à empennage ordinaire (en cerf-volant) Ces gouvernails sont situés entièrement ou en partie en dehors de la zone influencée par le courant d'air produit par l'héli- ce élévatrice. Le gouvernail de profondeur peut être suppri- mé dans les cas où les axes 6 des gouvernails 2-5 (Fig, 1 et 3) présentent une certaine inclinaison, vu que, comme mentionné ci-dessus, on peut à l'aide de ces gouvernails, et en cas de vol horizontal obtenir le même effet qu'avec un gouvernail de profondeur. Ce dernier peut également être remplacé par des "nageoires" pouvant être rabattues pour les vols ascensionnels.
Toutefois, si dans ce dernier cas, on prévoit encore un gouvernail de profondeur, celui-ci peut être utilement accouplé avec les gouvernails 2-5, de manière à réaliser une coopératien dans le même sens. Le gouvernail de profondeur peut également être disposé de manière à pouvoir être amené, lors de vols ascensionnels, dans une position sensiblement verticale, afin de pouvoir agir de la même manière que les gouver- nails 2-5. D'autre part, ces derniers gouvernails, lorsqu'ils sont amenés dans la position horizontale, peuvent être utilisés comme les gouvernails de profondeur ordinaires, chaque gouvernail étant, de préférence, dans ce cas, actionné séparément.
Comme montré en Fig. 4, on prévoit de chaque côté du
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fuselage un gouvernail 9, ou 10 et un gouvernail 11 ou 12 à l'avant et à l'arrière du fuselage, dans le plan médian verti- cal de celui-ci, les axes de pivotement 6 de tous les gouver- nails étant horizontaux ou approximativement tels. Les gouvernails 11 et 12 sont exécutés utilement suivant les Fig. 5 à 9. En outre, on prévoit à l'avant et à l'arrière du fuselage des gouvernails de profondeur 7 pourvus d'axes de pivotement 13. En décalant ces derniers gouvernails de 90 , on peut les utiliser pour la stabilisation longitudinale dans les vols ascensionnels, tout comme les gouvernails 9 et 10 servent à la stabilisation transversale.
Dans ce cas, les axes 13 doivent être situés dans la zone influencée par le courant d'air produit par l'hélice élévatrice.
Il est bien entendu que les exemples décrits n'épuisent pas toutes les possibilités de disposition des gouvernails.
Ainsi, les gouvernails 2 à 5 représentés dans les Fig. 1 à 3 peuvent être fixés directement au fuselage 1, et être combinés, dans ce cas, avec les gouvernails 9 et 10 suivant Fig. 4.
En outre, les gouvernails suivant l'invention peuvent être établis soit comme surfaces simples, soit, entièrement ou en partie, comme surfaces doubles, suivant Fig. 5 à 7, ou bien être subdivisés, les deux parties pouvant, dans ce cas, être actionnées séparément (Fig. 8) ou ensemble (Fig. 9) ou être établies sous toute autre forme appropriée. Dans les Fig..
10 et 11, on prévoie l'avant et à l'arrière du fuselage 1 les gouvernails 14 pouvant être amenés de la position verticale dans la position horizontale, et inversement, par pivotement autour des axes 15.
Comme montré dans la Fig. 12, on prévoit à l'avant du fuselage les gouvernails 16 et 17 et, à l'arrière, les gouvernails 18 et 19, tous disposés à proximité immédiate du fuselage 1.
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Dans l'axe transversal de l'avion se trouvent situés les gouvernails 20 et 21 montés sur des supports 22 à une grande distance du fuselage 1. Les axes 6 des gouvernails forment un angle avec la direction de vol.
Les gouvernails pour vol en hélicoptère 16 à 21, le gouvernail de profondeur 7 et le gouvernail de direction 8, sont d'abord reliés au volant 25 et aux pédales 24 actionnés par le pilote (Fig. 13). Ensuite, les divers gouvernails sont connectés entre-eux de telle manière que l'actionnement des commandes 23 et 24 a pour effet un déplacement approprié des gouvernails en question.
Pour la stabilisation longitudinale, on peut prévoir des plans stabilisateurs 26 disposés dans des canaux 25 (Fig. 14 et 15) agencés dans le fuselage 1 et situés à la périphérie extérieure de la zône influencée par le vent de l'hélice élévatrice. Il est préférable de rendre les surfaces 26 réglables en position, comme montré au dessin, grâce à la prévision d'axes de pivotement 27, de la timonerie 28 et du levier 29. Les canaux 25 peuvent être masqués par des couvercles 30, comme indiqué en 30 au canal arrière.
REVENDICATIONS.
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"STABILIZER DEVICE FOR AIRPLANE WITH ELEVATOR AND / OR SUSPENDER"
In airplanes with lift and lift propellers known heretofore, stabilization was generally obtained by the angular displacement of the wings or by the inclination of the axis of rotation of the propeller. It is furthermore convenient to use special stabilizing propellers which are preferably adjustable.
The operation of these components was the responsibility of the pilot and required great skill on the part of the pilot, as well as particularly close attention.
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In addition, it has been proposed and tried other embodiments in which stabilizer planes were provided directly below the rotating blades, either behind, or in front of and behind the transverse axis of the aircraft. However, tests have shown that this arrangement was not practically usable, since the distance of these stabilizing planes from the plane of rotation of the elevator blades, or from the center of aerodynamic suspension was too small.
Finally, the embodiment is also known which consists in placing, in the zone of the wind produced by the propeller, the two rudders provided at the rear of the fuselage of the aircraft.
However, these rudders oscillating around horizontal axes serve only to compensate for the torque exerted on the fuselage by the single elevating propeller.
According to the invention, use is made of rudders influenced by the wind of the propeller, occupying a substantially vertical position at rest, and tilting relative to the direction of said wind, these rudders being arranged in pairs in front of and behind the axis. transverse of the airplane, at least with respect to one of the axes of the latter, the arrangement being such that, in the rest position of the rudders, the lower edges of at least a pair of those - here, are not higher than the fuselage. For this arrangement to be particularly effective, it is necessary for the upper edges of at least one pair of rudders to be located at a distance of at least 1/4 of the diameter of the rotating blades, from the upper edge of the upper blade.
In addition, the rudders must be located, at least in part, in the area of the wind produced by the lifting propeller. More especially, when use of rotating blades
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near the hub, parts inclined at a low or zero angle, said rudders must be placed outside the area determined by these latter parts of said blades. In order to be able to exert the greatest possible moment on the airplane, these rudders must be as far as possible from the vertical axis and from the aerodynamic center of suspension of the device. This can be obtained for example by placing at least one rudder on each side of the fuselage at a distance such that said rudder can be brought into the horizontal position by approaching the fuselage.
The rudders arranged in this way provide the aircraft with a remarkable inherent stability, given that in the event that it comes, for whatever reason, to occupy an inclined position, the air streams which have not yet modified their vertical orientation, would encounter the rudders coming to occupy an oblique position, and the moment thus exerted would ensure the return of the aircraft to its initial position.
By the terms of a lift propeller plane and lift is meant, in the present invention, an airplane capable of performing flights only as a lift propeller plane, either only as a lift propeller plane, or as an airplane comprising the two propellers at that time. The rudders are mounted to pivot about horizontal axes or sensibly such. In order to be able to use the rudders also for horizontal flight, provision is made to orient the axes thereof at an angle, preferably negative, with respect to the direction of flight, this being applicable to all the rudders or to a part of them. As far as possible, taking into account the wind produced by the lifting propeller, the rudders are placed in the immediate vicinity of the fuselage.
The rudders placed at a certain distance from the
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fuselage are oriented such that when in the tilted position their lower edges are closer to the longitudinal and vertical axial plane of the aircraft than their upper edges. The control of the rudders, which is preferably self-locking, must make it possible to bring said rudders into the horizontal position, in particular with a view to their use during horizontal flight.
To simplify the control, said rudders are coupled to each other, preferably in pairs; moreover, they can be combined, if necessary, with the elevator and rudders, so as to obtain an appropriate cooperation. of all these organs.
It is particularly useful to adopt the arrangement of providing a pair of rudders at the front and a pair at the rear of the fuselage, both in close proximity to the latter, and another pair of rudders in the transverse axis. of the aircraft, but in the outer periphery re the air flow produced by the lifting propeller.
According to the invention, stabilizing planes can also be provided in channels provided in the fuselage, these channels having to be located in the outer periphery of the air stream produced by the lifting propeller.
The accompanying drawings show, by way of example, some embodiments relating particularly to the arrangement and the shaping of the rudders. In these drawings:
Fig. 1 is a side view of an airplane with rotating wings, comprising two coaxial elevating propellers.
Fig. 2 is a plan view corresponding to FIG. 1.
Fig. 3 is an elevational view corresponding to FIG. 1.
Fig. 4 is an example of a rudder arrangement.
Fig. 5 to 9 are examples of the execution of rudders.
Fig. 10 represents a fuselage with rudders
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can be brought to the horizontal position.
Fig. 11 is a cross-sectional view taken along line 11-11 of FIG. 10.
Fig. 12 shows a fuselage provided with rudders arranged in another way.
Fig. 13 shows the diagram of interconnection of the rudders with each other and with the control members.
Fig. 14 shows a fuselage with stabilizer planes arranged in channels provided therein.
Fig. 15 is a plan view corresponding to FIG. 14.
There are provided, on each side of the fuselage 1, pairs of rudders, namely 2, 3 and 4,5 (Figs. 1 to 3) whose pivot axes 6 are horizontal, or else, as shown in the drawings, oriented under a small negative angle to the direction of flight. The rudders arranged, and possibly ordered in pairs, are placed one behind the other on each side of the fuselage. The angular displacement of the rudders is preferably carried out in the direction indicated by the arrow (Fig. 3), the control being able to be self-locking, for example by using a worm with a suitable pinion.
Depending on whether the two front rudders 2 and 3 or the two rear rudders 4 and 5, or the two left rudders 2 and 4, or the two right rudders 3 and 5, are moved, the incident air current produces an inclination of the plane forward, backward, left or right, respectively.
Further, when tilting the left front rudder 2 and the right rear rudder 5 at the same time, the aircraft performs a left turn around its vertical axis, while a right turn can be achieved in action. appropriately-rudders 3 and 4. When
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the axes 6 of the rudders are inclined with respect to the direction of travel, as mentioned above, the maneuvers which have just been described can be performed in the same way, not only during upward flights but also in the case of horizontal flights.
In Figs. 1, 2 and 12, there is specially shown elevator 7 rudders and 8 rudder, as used in ordinary tail (kite) airplanes. These rudders are located wholly or partly outside the area influenced by the air flow produced by the lifting propeller. The elevator can be omitted in cases where the axes 6 of the rudders 2-5 (Figs, 1 and 3) have a certain inclination, since, as mentioned above, it is possible with the help of these rudders, and in case of horizontal flight obtain the same effect as with an elevator. The latter can also be replaced by "fins" which can be folded down for ascending flights.
However, if in the latter case, an elevator rudder is still provided, it can be usefully coupled with rudders 2-5, so as to achieve a cooperative in the same direction. The elevator can also be arranged so as to be able to be brought, during upward flights, to a substantially vertical position, in order to be able to act in the same way as the rudders 2-5. On the other hand, these latter rudders, when brought into the horizontal position, can be used as the ordinary elevator rudders, each rudder being, preferably, in this case, operated separately.
As shown in Fig. 4, on each side of the
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fuselage a rudder 9, or 10 and a rudder 11 or 12 at the front and rear of the fuselage, in the vertical median plane thereof, the pivot axes 6 of all rudders being horizontal or approximately such. The rudders 11 and 12 are usefully executed according to Figs. 5 to 9. In addition, elevators 7 are provided at the front and rear of the fuselage, provided with pivot pins 13. By shifting these latter rudders by 90, they can be used for longitudinal stabilization in ascending flights, just like rudders 9 and 10, serve for transverse stabilization.
In this case, the axes 13 must be located in the area influenced by the air current produced by the lifting propeller.
It is understood that the examples described do not exhaust all the possibilities of arranging the rudders.
Thus, rudders 2 to 5 shown in Figs. 1 to 3 can be attached directly to the fuselage 1, and be combined, in this case, with the rudders 9 and 10 according to Fig. 4.
In addition, the rudders according to the invention can be established either as single surfaces or, entirely or in part, as double surfaces, according to Fig. 5 to 7, or be subdivided, the two parts being able, in this case, to be actuated separately (Fig. 8) or together (Fig. 9) or be established in any other suitable form. In Figs.
10 and 11, the rudders 14 can be brought from the vertical position into the horizontal position, and vice versa, by pivoting about the axes 15, at the front and at the rear of the fuselage 1.
As shown in Fig. 12, the rudders 16 and 17 are provided at the front of the fuselage and, at the rear, the rudders 18 and 19, all arranged in the immediate vicinity of the fuselage 1.
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In the transverse axis of the aircraft are located the rudders 20 and 21 mounted on supports 22 at a great distance from the fuselage 1. The axes 6 of the rudders form an angle with the direction of flight.
The helicopter rudders 16 to 21, the elevator 7 and the rudder 8, are first connected to the steering wheel 25 and to the pedals 24 operated by the pilot (Fig. 13). Then, the various rudders are connected together in such a way that the actuation of the controls 23 and 24 results in an appropriate displacement of the rudders in question.
For longitudinal stabilization, stabilizer planes 26 may be provided arranged in channels 25 (FIGS. 14 and 15) arranged in the fuselage 1 and located at the outer periphery of the zone influenced by the wind of the lifting propeller. It is preferable to make the surfaces 26 adjustable in position, as shown in the drawing, by the provision of pivot axes 27, of the linkage 28 and of the lever 29. The channels 25 can be masked by covers 30, as shown. in 30 to the rear channel.
CLAIMS.
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