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Perfectionnements aux rotors d'hélicoptères
Cette invention se rapporte à un aéronef à voilure tournante ayant un rotor principal unique pour la sustentation, normalement entraîné par force motrice dans le vol.
Un objet de l'invention est de réaliser un dispositif per- fectionné pour équilibrer le couple du rotor principal, pour main- 'tenir l'assiette longitudinale de l'aéronef et pour propulser celui-ci sans que le rotor principal soit incliné en avant sui- vent un angle d'incidence notable par rapport au trajet de vol.:
Un autre objet de l'invention est de prévoir un système de réglage pour un tel aéronef.
Dans un hélicoptère selon l'invention ayant un rota?' princi- pal unique pour la sustentation, un rotor auxiliaire de portance est disposé en tandem avec le rotor principal et de préférence' en arrière de celui-ci. Le plan du trajet des extrémités du rotor auxiliaire peut être inclinable en avant et latéralement, les composantes résultantes avant et latérale de la poussée du
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.lotoi auxiliaire étant utilisées respectivement pour la propul- ES , ion de 1*'aéronef en avant et pour l'équilibrage du couple du otor principal. Le rotor auxiliaire peut aussi être à pas va- riable, permettant ainsi le maintien de l'assiette longitudinale de l'aéronef.
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Les deux rotors peuvent être reliés ensemble par une trans- mission et étant de préférence à rotation en sens opposés, ils ont des couples opposés quoique inégaux. La composante latérale de la poussée du rotor auxiliaire est donc nécessaire pour com- penser seulement la différence entre les couples des: deux rotors et elle est équilibrée par une composante latérale égale et oppo- sée de la poussée du rotor principal dans le vol stationné.
Un autre caractère de l'invention consiste dans la disposi- tion de pales de rotor montées rigidement sur le rotor princ ipal de telle sorte que les pales de celui-ci ne battent pas autour de "charnières de battement" conventionnelles et ne sont pas libres de se mouvoir les unes par rapport aux autres dans le plan de rotation autour de "charnières de traction" conventionnelles, bien qu'elles puissant être construites avec une flexibilité suf- fisante pour permettre au plan du trajet des extrémités de dévier et de basculer ainsi par rapport à l'axe mécanique de rotation.
Cette flexibilité est surtout désirable pour réduire les moments de flexion des pales résultant des effets gyroscopiques pendant les manoeuvres de l'aéronef. La mise à l'incidence minimum cyclique des pales elles-mêmes, ou des surfaces de pales telles que des volets, peut être prévue pour l'assiette latérale dans le vol'en avant ainsi que pour la commande latérale et longitu- dinale de l'aéronef.
Dans un hélicoptère incorporant le dispositif perfectionné, l'assiette de l'aéronef autour des axes d'embardée, de tangage et de roulis peut être obtenue par le réglage, respectivement, de l'inclinaison latérale du rotor auxiliaire, du pas collectif du rotor auxiliaire et de l'incidende minimum cyclique des pales du rotor principal. La propulsion de l'aéronef en avant peut être obtenue en inclinant en avant lerotor auxiliaire, permet- tant ainsi au rotor principal de rester sensiblement perpendi- culaire à son axe mécanique de rotation et sensiblement à l'angle d'incidence zéro par rapport au trajet de vol.
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L'axe mécanique du rotor principal peut recevoir une incli- naison latérale initiale de façon que la composante latérale de la poussée du rotor principal équilibre sensiblement la compo- sante latérale de la poussée du rotor auxiliaire dans la vol sta- tionné. L'axe du rotor principal peut aussi recevoir un déplace- ment latéral initial à partir du centre de gravité de l'aéronef de façon que l'équilibrage de l'aéronef autour de l'axe de roulis dans le vol stationné nécessite une mise à l'incidence minimum du rotor principal telle que prévue pour l'assiette latérale.
Un avantage d'un tel déplacement latéral du rotor principal peu: consister en une amélioration de la stabilité dynamique de l'aéro- nef par l'amortissement des oscillations de roulis.
La présente invention prévoit aussi le réglage (ou réglage de l'assiette) d'un tel aéronef. Le réglage d'embardée sensible- ment indépendant de la vitesse d'avancement, peut être réalisé en faisant varier l'inclinaison latérale de la poussée du rotor auxiliaire, soit par basculement de l'axe même du rotor auxiliai- re, soit par le réglage cyclique de l'angle de pals du rotor auxiliaire, des charnières de battement étant de préférence pré- vues dans le rotor auxiliaire. Le réglage autour des axes de roulis et de tangage de l'aéronef peut âtre obtenu par le mise à l'incidence minimum des pales du rotor principal.
Le réglai autour de l'axe de tangage peut être obtenu par changement xxx collectif du pas du rotor auxiliaire, mais on préfère limiter celui-ci au réglage de l'assiette longitudinale requise princi- palement par des changements de la position longitudinale du centre de gravité de l'aéronef.
Dans les dessins annexés, la Fig. 1 est une vue latérale schématique d'un hélicoptère disposé selon une forme de l'inven- tion; la Fig. 2 est une vue de face schématique d'un détail, et la Fig. 3 est un plan xxxx schématique d'un autre détail.
Comme il est représenté, l'hélicoptère a possède un rotor principal unique b pour la sustentation et un rotor auxiliaire
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de portance ±. en tandem avec le rotor principal b et en arrière de celui-ci. Le rotor b est entraîné par un groupe moteur d à l'aide d'une boite d'engrenage e et d'un arbre!, et le rotor c est entraîné en sens contraire par le groupe moteur d à l'aide, d'un arbre g, de la boit d'engrenage h et de 1*'arbre j.
Les pales du rotor principal, b sont montées rigidement sur leur moyeu k en ce sens qu'elles ne battent pas autour de 'char- nières de battement" conventionnelles et ne sont pas libres de se mouvoir les unes par rapport aux autres dans le plan de rotation autour de "charnières de traction" conventionnelles, mais elles, sont disposées pour le réglage collectif du pas et le réglage cyclique du pas au moyen d'un ensemble de biellettes de tête de rotor, indiqué de manière générale en m, lequel est de construc- tion connue et n'a pas besoin d'être décrit en détail.
L'ensemble m est actionné pour le réglage collectif du pas au moyen d'un levier n pivotant en o, lequel est placé dans le poste de pilotage et relié par une biellette h à un bras ¯% d'un levier coudé dont l'autre bras r est relié par une tige s à une pièce .1 mobile verticalement dans l'ensemble m.
L'ensemble m est actionné pour le réglage cyclique du pas au moyen d'un levier u pivotant en v pour lemouvement avant-arrière et aussi pour lemouvement latéral (voir aussi Fig. 2.) Le levier u est relié par une biellette w et un levier coudé.! à une tige pour le mouvement de l'ensemble m autour d'un axe transversal à l'aéronef pour le réglage cyclique longitudinal, tandis que, pour le réglage cyclique latéral, le levier u est monté sur un tube de torsion 11 qui possède un bras 12 dirigé latéralement et relié par une tige 13 à l'ensemble m.
De manière semblable, le réglage collectif du pas des pales du rotor auxiliaire ± s'effectue, concurremment avec le réglage collectif du pas des pales du rotor principal b, au moyen du le- vier n, le bras g de levier coudé étant relié, par une biellette
14, un levier coudé 15 et une tige 16, à un ensemble analogue de biellettes de tête de rotor, indiqué de manière générale en 17
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Le réglage cyclique longitudinal des pales du rotor auxili- aire o s'effectue au moyen d'un levier 18 pivotant en 19, placé dans le postede pilotage et relié, par une biellette 20, un levier coudé 21 et une tige 22, à l'ensemble 17, tandis que le réglage cyclique latéral de ces pales s'effectue par une barre
23 actionnée par pédale et dirigée transversalement, laquelle pivote en 24 (Fig.
3) et est reliée excentriquement, par des biellettes 25, 26, 27, un levier coudé 28 et une tige 29, à l'ensemble 17.
En outre, le levier coudé ¯% est relié par une biellette 30 à la cmmmande des gaz (indiquée de manière générale en 31) du groupe moteur d, de façon que le réglage collectif du pas des rotors principal et auxiliaire b et c puisse s'effectuer concur- remment avec le réglage de la commande des gaz du groupe moteur- d.
Un avantage de l'invention réside en ce qu'il n'est pas né- cessaire de maintenir une valeur relativement élevée de la char- ge du disque du rotor principal b comme il est nécessaire lors- qu'un rotor auxiliaire de queue est disposé pour l'équilibrage du couple avec son axe sensiblement horizontal. Dans ce dernier cas, un intervalle approprié entre les pales des deux rotors, surtout avac le disque du rotor principal. basculé en arrière lors d'un atterrissage sans moteur, nécessite une longue queue de fuselage.
Comme le rotor principal b, d'après la présente invention, reste sensiblement perpendiculaire à son axe mécanique de rotation dans toutes les circonstances, y compris l'atterris- sage sans moteur et que le disque du rotor auxiliaire est plu- tôt horizontal que vertical, un intervalle approprié entre les pales des rotors respectifs peut être obtenu pour des valeurs relativement faibles de la charge du disque du rotor principal b. Par conséquent, la perte de puissance produite peut être maintenue à un minimum et ceci est particulièrement important pour l'économie de puissance pendant le stationnement ou la mon-
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tée verticale.
La faible charge de disque qui est nécessaire pour minimiser la perte de puissance produite tendrait à augmen- ter le couple du rotor principal si ce n'était le fait que, dans la présente invention, une proportion notable de la puissance totale est absorbée par la' rotor auxiliaire c, diminuant ainsi la puissance sur le rotor principal b et empêchant le couple de devenir excessif par suite de la faible vitesse angulaire du rotor principal. Une vitesseangulaire plus faible est le ré- sultat évident de l'accroissement du rayon du rotor pour une vitesse d'extrémité donnée.
Un second avantage de l'invention est l'économie de puis- sance obtenue à toutes les vitesses d'avancement par la diminu- tion de l'angle d'incidencedu disque du rotor principal par rap- port au trajet de vol, empêchant ainsi un écoulement axial élevé de l'air à travers le disque du rotor principal, lequel écoule- ment axial rend la distribution de portance sur le disque varia- ble et inefficace et peut avoir pour effet un décollage pério- dique aux extrémités des pales pour une vitesse d'avancement élevée.
Un troisième avantage de l'invention réside dans l'améliora- tion de la stabilité dynamique de l'aéronef par suite de l' amor- tissement des oscillations de tangage par le rotor auxiliaire de portance et comme le rotor principal b peut être déplacé laté- ralement à partir du centre de gravité de l'aéronef comme il a été déjà décrit, la stabilité latérale peut être aussi améliorée.
Un quatrième avantage de l'invention consiste dans la réduc- tion au minimum de la vibration du rotor qui résulte, dans les hélicoptères qui dépendent pour leur propulsion de l'inclinaison en avant du vecteur de portance du rotor principal, de la dis- tribution de portance variable supportée par les éléments de pale à une vitesse d'avancement élevée par suite de l'écoulement axial déterminé par l'inclinaison du disque de rotor principal à des angles d'incidence relativement élevés par rapport au trajet @
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de vol. Dans la présente invention, cette Inclinaison est mini- misée par la disposition du rotor auxiliaire qui contribue à la propulsion de liseron et. La vibration due.au rotor principal b est donc minimisée.
La vibration due au rotor auxiliaire c est moins importante à cause de sa vitesse angulaire plus élevée, de son coefficient de poussée plus faible et de la proportion beau- coup plus faible de la puissance totale absorbée.
Un cinquième avantage de l'invention réside dans 3-la garantie de sécurité de l'aéronef lors d'une panne de moteur, par suite de la faible charge de disque du rotor principal b et, comme il est proposé de réduire automatiquement l'angle de pale à une valeur autorotative, si une telle valeur se trouve dépassée dans le vol, le changement manuel du pas n'est pas nécessaire. Il est toute- fois possible, dans un aéronef construit conformément à la pré- sente invention, que la proportion de puissance fournie au rotor principal b soit absorbée par les pales sans que la valeur auto- rotative maximum de l'angle de pale soit dépassée.
Un sixième avantage de 1''invention est l'élimination du battement des pales du rotor principal, qui a été une cause pre- mière de vibration dans las aéronefs à voilure tournante et une cause indirecte de défection des pales par la fatigue. Le bas- culement du plan du trajet des extrémités dans le vol en avant par rapport à l'axe mécanique de rotation détermine un moment de flexion variable dans le plan de rotation.
Des charnières de traction ont été prévues pour'réduire l'amplitude de ce moment de flexion, mais les degrés additionnels de liberté introduits par la disposition des charnières de traction ont été un obsta- cle permanent au progrès dans le développement des aéronefs à voilure tournante à cause de l'oscillation instable des pales autour de leurs charnières de traction, spécialement pendant le départ et l'arrêt du rotor lorsque l'aéronef est supporté sur un train d'atterrissage ou un train de flottaison.
'Un septième avantage réside en ce que le retard dans l'obéis.
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sance au réglage latéral et longitudinal est réduit au minimum du fait que 1''effet d'inertie des pales dans l'obéissance au réglage est à peu près éliminé.
REVENDICATIONS
1 - Un hélicoptère ayant un rotor principal unique à mo- teur pour la sustentation, dans lequel un rotor auxiliaire de portance à moteur est disposé en tandem avec le rotor principal et de préférence en arrière de celui-ci, le plan du trajet des extrémités du rotor auxiliaire étant inclinable en avant et latéralement de façon que les composantes résultantes avant et latérale de la poussée du rotor auxiliaire puissent être utili- sées respectivement pour la propulsion de l'aéronef en avant et pour l'équilibrage du couple du rotor principal.
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Helicopter Rotor Improvements
This invention relates to a rotary wing aircraft having a single main rotor for lift, normally driven by motive power in flight.
An object of the invention is to provide an improved device for balancing the torque of the main rotor, for maintaining the longitudinal attitude of the aircraft and for propelling the latter without the main rotor being tilted forward. follow a notable angle of incidence in relation to the flight path:
Another object of the invention is to provide an adjustment system for such an aircraft.
In a helicopter according to the invention having a rota? ' As the sole main for lift, an auxiliary lift rotor is disposed in tandem with and preferably aft of the main rotor. The plane of the path of the ends of the auxiliary rotor may be tiltable forward and sideways, the resulting front and side components of the thrust of the
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. Auxiliary lotoi being used respectively for the propulsion of the aircraft forward and for the balancing of the torque of the main rotor. The auxiliary rotor can also be of variable pitch, thus making it possible to maintain the longitudinal attitude of the aircraft.
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The two rotors can be linked together by a transmission and, preferably being rotated in opposite directions, they have opposite torques although they are unequal. The lateral component of the auxiliary rotor thrust is therefore necessary to compensate only for the difference between the torques of the two rotors and is balanced by an equal and opposite lateral component of the main rotor thrust in hovering flight.
Another feature of the invention is the provision of rotor blades rigidly mounted on the main rotor such that the blades thereof do not flap around conventional "flap hinges" and are not free. to move relative to each other in the plane of rotation around conventional "pull hinges", although they can be constructed with sufficient flexibility to allow the plane of the path of the ends to deflect and thus tilt with respect to the mechanical axis of rotation.
This flexibility is especially desirable in order to reduce the bending moments of the blades resulting from the gyroscopic effects during the maneuvers of the aircraft. The cyclic minimum angle of attack of the blades themselves, or of blade surfaces such as flaps, may be provided for the lateral attitude in forward flight as well as for the lateral and longitudinal control of the l 'aircraft.
In a helicopter incorporating the improved device, the attitude of the aircraft around the yaw, pitch and roll axes can be obtained by adjusting, respectively, the lateral inclination of the auxiliary rotor and the collective pitch of the rotor. auxiliary and the minimum cyclic incident of the main rotor blades. The propulsion of the aircraft forward can be achieved by tilting the auxiliary rotor forward, thereby allowing the main rotor to remain substantially perpendicular to its mechanical axis of rotation and substantially at the zero angle of incidence with respect to the main rotor. flight path.
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The mechanical axis of the main rotor may be given an initial lateral tilt so that the lateral component of the main rotor thrust substantially balances the lateral component of the auxiliary rotor thrust in parked flight. The main rotor axis can also receive initial lateral displacement from the aircraft center of gravity so that balancing the aircraft about the roll axis in parked flight requires adjustment. the minimum incidence of the main rotor as planned for the lateral attitude.
One advantage of such lateral displacement of the main rotor is little: to consist of an improvement in the dynamic stability of the aircraft by damping the roll oscillations.
The present invention also provides for the adjustment (or adjustment of the attitude) of such an aircraft. The yaw adjustment, which is substantially independent of the forward speed, can be achieved by varying the lateral inclination of the thrust of the auxiliary rotor, either by tilting the axis of the auxiliary rotor itself, or by the cyclic adjustment of the blade angle of the auxiliary rotor, preferably flapping hinges being provided in the auxiliary rotor. The adjustment around the roll and pitch axes of the aircraft can be obtained by setting the minimum incidence of the blades of the main rotor.
The adjustment around the pitch axis can be obtained by collective change xxx of the auxiliary rotor pitch, but it is preferred to limit this to the adjustment of the pitch attitude required mainly by changes in the longitudinal position of the center of the pitch. gravity of the aircraft.
In the accompanying drawings, FIG. 1 is a schematic side view of a helicopter arranged in accordance with one form of the invention; Fig. 2 is a schematic front view of a detail, and FIG. 3 is a schematic xxxx plan of another detail.
As shown, the helicopter a has a single main rotor b for lift and an auxiliary rotor
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lift ±. in tandem with the main rotor b and behind it. The rotor b is driven by a motor group d with the aid of a gearbox e and a shaft !, and the rotor c is driven in the opposite direction by the motor group d with the aid of, d ' a shaft g, the gearbox h and the shaft j.
The main rotor blades, b are mounted rigidly on their hub k in the sense that they do not flap around conventional 'flap hinges' and are not free to move relative to each other in the plane. of rotation around conventional "traction hinges", but they are arranged for collective pitch adjustment and cyclic pitch adjustment by means of a set of rotor head links, generally indicated in m, which is of known construction and need not be described in detail.
The assembly m is actuated for the collective adjustment of the pitch by means of a lever n pivoting at o, which is placed in the cockpit and connected by a rod h to an arm ¯% of an angled lever whose another arm r is connected by a rod s to a vertically mobile part .1 in the assembly m.
The assembly m is actuated for the cyclic adjustment of the pitch by means of a lever u swiveling in v for the forward-backward movement and also for the lateral movement (see also Fig. 2.) The lever u is connected by a rod w and an angled lever.! to a rod for the movement of the assembly m around an axis transverse to the aircraft for the longitudinal cyclic adjustment, while, for the lateral cyclic adjustment, the lever u is mounted on a torsion tube 11 which has a arm 12 directed laterally and connected by a rod 13 to the assembly m.
Similarly, the collective adjustment of the pitch of the auxiliary rotor blades ± is carried out, concurrently with the collective adjustment of the pitch of the main rotor blades b, by means of the lever n, the bent lever arm g being connected, by a connecting rod
14, an angled lever 15 and a rod 16, to a similar set of rotor head links, generally indicated at 17
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The longitudinal cyclic adjustment of the blades of the auxiliary rotor - area o is effected by means of a lever 18 pivoting at 19, placed in the piloting station and connected, by a rod 20, an elbow lever 21 and a rod 22, to the 'set 17, while the lateral cyclic adjustment of these blades is effected by a bar
23 actuated by pedal and directed transversely, which pivots at 24 (Fig.
3) and is eccentrically connected, by connecting rods 25, 26, 27, an elbow lever 28 and a rod 29, to the assembly 17.
In addition, the angled lever ¯% is connected by a rod 30 to the throttle control (generally indicated at 31) of the engine group d, so that the collective adjustment of the pitch of the main and auxiliary rotors b and c can be adjusted. 'carry out concomitantly with the setting of the engine group throttle control - d.
An advantage of the invention is that it is not necessary to maintain a relatively high value of the main rotor disc load b as is necessary when an auxiliary tail rotor is. arranged for torque balancing with its axis substantially horizontal. In the latter case, an appropriate gap between the blades of the two rotors, especially with the disc of the main rotor. tilted back when landing without an engine, requires a long fuselage tail.
Since the main rotor b, according to the present invention, remains substantially perpendicular to its mechanical axis of rotation under all circumstances, including unpowered landing, and the auxiliary rotor disk is more horizontal than vertical. , a suitable gap between the blades of the respective rotors can be obtained for relatively small values of the load of the disc of the main rotor b. Therefore, the loss of power produced can be kept to a minimum and this is particularly important for the economy of power during parking or riding.
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vertical tee.
The low disk load which is necessary to minimize the loss of power produced would tend to increase the torque of the main rotor were it not for the fact that in the present invention a significant proportion of the total power is absorbed by the motor. 'auxiliary rotor c, thereby decreasing the power on the main rotor b and preventing the torque from becoming excessive due to the low angular speed of the main rotor. A lower angular speed is the obvious result of increasing the radius of the rotor for a given end speed.
A second advantage of the invention is the power saving obtained at all forward speeds by reducing the angle of incidence of the main rotor disc relative to the flight path, thus preventing a high axial flow of air through the main rotor disc, which axial flow makes the distribution of lift on the disc variable and inefficient and can result in periodic lift-off at the ends of the blades for maximum pressure. high forward speed.
A third advantage of the invention resides in the improvement of the dynamic stability of the aircraft as a result of the damping of the pitch oscillations by the auxiliary lift rotor and since the main rotor b can be moved sideways. - Rally from the center of gravity of the aircraft as has already been described, the lateral stability can also be improved.
A fourth advantage of the invention consists in the reduction to a minimum of the vibration of the rotor which results, in helicopters which depend for their propulsion on the forward inclination of the lift vector of the main rotor, on the distribution of variable lift supported by the blade members at high forward speed as a result of the axial flow determined by the inclination of the main rotor disc at relatively high angles of incidence with respect to the path @
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flight. In the present invention, this inclination is minimized by the arrangement of the auxiliary rotor which assists in the propulsion of bindweed and. The vibration due to the main rotor b is therefore minimized.
The vibration due to the auxiliary rotor c is less due to its higher angular speed, its lower thrust coefficient and the much lower proportion of the total power absorbed.
A fifth advantage of the invention lies in 3-guaranteeing the safety of the aircraft during engine failure, owing to the low disk load of the main rotor b and, as it is proposed to automatically reduce the blade angle to an autorotating value, if such a value is exceeded in flight, manual pitch change is not necessary. It is however possible, in an aircraft constructed in accordance with the present invention, for the proportion of power supplied to the main rotor b to be absorbed by the blades without the maximum self-rotating value of the blade angle being exceeded. .
A sixth advantage of the invention is the elimination of main rotor blade flutter, which has been a primary cause of vibration in rotary wing aircraft and an indirect cause of blade failure through fatigue. The tilting of the plane of the path of the ends in forward flight relative to the mechanical axis of rotation determines a variable bending moment in the plane of rotation.
Traction hinges have been designed to reduce the magnitude of this bending moment, but the additional degrees of freedom introduced by the arrangement of the traction hinges have been a permanent obstacle to progress in the development of rotary wing aircraft. due to the unstable oscillation of the blades around their traction hinges, especially during the start and stop of the rotor when the aircraft is supported on a landing gear or a flotation gear.
'A seventh advantage is that the delay in obeying.
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Lateral and longitudinal adjustment is minimized as the effect of blade inertia in obedience to adjustment is nearly eliminated.
CLAIMS
1 - A helicopter having a single main rotor motor for lift, in which an auxiliary rotor for lift motor is arranged in tandem with the main rotor and preferably behind it, the plane of the path of the ends the auxiliary rotor being tiltable forward and sideways so that the resulting forward and lateral components of the auxiliary rotor thrust can be used respectively for propelling the aircraft forward and for balancing the main rotor torque.