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Aéronef à voilure tournante à tête de rotor basoulable Demandes de brevets anglais enleur faveur des 21 Septembre 1945 .. La présente invention se rapporte à un aéronef à voilure tournante ayant un ou plusieurs rotors pour la sustentation, lesquels sont, normalement, soit entraînés par force motrice, soit autorotatifs dans le vol. L'invention se rapporte en parti- culier à un hélicoptère ayant un ou plusieurs rotors de suten- tation dont chaque pale est montée sur une charnière ou pivot de battement permettant au plan du trajet d'extrémité d'être déplacé angulairement dans le vol relativement au plan normal à "l'axe de moyeu", c'est-à-dire l'axe des paliers principaux.
Un objet de l'invention est de réaliser un dispositif perfec- tionné pour le contrôle de l'aéronef,.ou le réglage de son assiet- to autour d'un axe longitudinal et (ou) latéral, pour régler l'inclinaison du plan du trajet d'extrémité sans le montage de chaque pale sur une charnière séparée de mise à 1 f incidence mini- mura et pour minimiser la vibration du rotor dans le- vol.
Jusqu'à présent, les aéronefs à voilure tournante ayant des pales articulées ont été réglés dans le vol, soit en basculant l'axe de moyeu (tel que défini ci-dessus), soit en munissant chaque pale d'un pivot de mise à l'incidence minimum et en variant sinusoïdalement l'angle de pale, faisant ainsi, dans chaque cas, déplacer leplan du trajet d'extrémité angulairement par rapport au corps de l'aéronef.
Le basculement de l'axe de moyeu dans le premier procédé, ou le basculement de la plaque motrice ou pla- teau vascillant actionnant un mécanisme à biellette pour varier,
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l'angle de pale sinusQida10ûent, dans le second procédé, détar- mine une variation de l'incid'.nco de pale par rapport au pion du trajet d'extrémité, c'cst-Q-ir8 la mise à l'incidence minimum cyclique. La varia !;ion résultr nt de la portll ne" # ;1.ji=1<;c les pales, effectuant ainsi lc dÓpl'c"me\1t angulaire rO(1L1is du plan de trajet d'extrémité ot, par conséquent, du vecteur de portcnce qui est normal ace plan, tant que dos charnières do battement sont prévues.
Jusqu'à présent on a préfère le premier procède pour les
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rotors qui sont autorotatifs dans le vol et le second procède pour les rotors entraînés, prineipalecient pour des raisons de simplicité mécanique dans l'un ou l'autre cas, mais dans un hélicoptère le second procédé donne moins de vibration dans le vol en avant du fait que le plan de trajet d'extrémité est à un
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aryle plus petit par rapport au plan normal à l'axa de moyeu lue dans le premier procédé.
En d'autres tordes, dans un hélicoptère,
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le battement des pales est hlinii.u.sé dans le second procédé par la riso à l'incidence uinirtiua colique née os. ain pour l'ascictts longitudinale dans :Le vol en cvant et pout dcV',;1ir ;, p3u :>iôs nul à la; vitesc.9 de croisière, .tandis que dans 10 prc:,rl.er procédé le battement (et par conséquent la vibration du rotor) augmente progressiV8nent avec la rites,le c1'8vG.ncnr,lEmt.
Dans un aéronef à voilure tournante conforme à l'invention, on particulier dans un hélicoptère, ayant des pales articulées, l'aéronef est réglé ou raïs à l'assiette autour d'un axe loncitu- dinal et (ou) latéral par basculement de la tâte de rotor (c'est- à-dire l'organe auquel sont attachées les pales) par rapport à l'axe de moyeu. L'inclinaison du plan de trajet d'extrémité par rapport au plan normal à l'axe de moyeu est ainsi réglée et la vibration du rotor dans le vol on, avant est minimisée, comme dans le second procédé décrit ci-dessus de réglage du rotor, mais un pivot séparé de mise à l'incidence normale pour chaque @
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pale n'est pas prévu.
Par le maintien fixe du moyeu par rapport au corps de l'aéronef et le basculement de la tête de rotor par rapport à l'axe de moyeu, ia simplicité mécanique du procédé de réglage à moyeu basculant se combine avec leavantages du procé- dé à charnières de mise à l'incidence minimum sans la nécessité de prévoir de telles charnières.
Par exemple, la tête de rotor peut avoir un levier dirigé vers le bas et être montée à l'aide d'anneaux de cardan sur un moyeu rotatif dans des paliers qui sont fixes (c'est-à-dire non- basculables) par rapport à l'aéronef, l'extrémité inférieure de ce levier étant reliée à pivot à l'extrémité supérieure du levier de commande.
Par conséquent dans un hélicoptère incorporant l'invention, le plan de trajet d'extrémité peut être sensiblement perpendicu- laire à l'axe de moyeu à la vitesse de croisière à cause de l'in- clinaison de la tête de rotor en avant, qui détermine une varia- tion cyclique de l'incidence de pale par rapport au plan de tra- jet d'extrémité'
L'exemplequi vient d'être mentionné est illustré dans les dessins annexés, dans lesquels les Fig. 1 et 3 sont- des éléva- tions, en coups suivant des plans perpendiculaires entre eux, d'une forme de tête de rotor et de moyeu fixe selon la présente invention.
Comme il est représenté, désigne un moyeu fixe porté par un support creux b, et c une tâtede rotor montée sur un moyeu d rotatif dans des paliers du moyeu fixe et portant des pales comme en 5!. au moyen de biellettes de traction e.' Ainsi, las pa- liers pour la tête de rotor e sont fixes, (c'est-à-dire non- basculables) par rapport à l'aéronef dont fait partie le rotor.
La têtede rotor ±. estmontée pour basculer autour d'un axe c-C sur un anneau de cardan f basculab,le autour d'un axe F-F sur des OREILLES G G portées par le moyeu rotatif D. La tête da @
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rotor c possède un levier h dirigé vers le bas, dont 1'extrémité inférieure est articulée, par un joint à rotule i j, avec l'cxtré- mité supérieure d'un levier de commende k articula dens une four- che m ménagée à une extrémité d'un manchon n rotatif sur une bro- che o qui est articulée, par l'extrémité éloignée de la fourche m, au support b, le levier de commande k,
la foruche m et la broche o étant rotatifs autour d'axes k-k, M-M et 0-0 respective- ment.
Comme il est indiqué, la tête de rotor c tourne toujours an- tour de 1 taxe du moyeu fixe a, tandis que les loviers k et h ser- vent à basculer la tête de rotor c et, par suite, le plan de trajet d'extrémité.
REVENDICATIONS
1 - Un aéronef à voilure tournante réglé ou mis à l'assiette autour d'un axe longitudinal et (ou) transversal par basculement do la tête de rotor par rapport à un axe de moyeu fixa.
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Rotary-wing aircraft with tiltable rotor head English patent applications in favor of September 21, 1945. The present invention relates to a rotary-wing aircraft having one or more rotors for lift, which are normally either force-driven motor, or self-rotating in flight. The invention relates in particular to a helicopter having one or more support rotors, each blade of which is mounted on a hinge or swing pivot allowing the plane of the end path to be angularly displaced in relatively flight. in the plane normal to the "hub axis", that is to say the axis of the main bearings.
An object of the invention is to provide an improved device for controlling the aircraft, or adjusting its seat around a longitudinal and (or) lateral axis, to adjust the inclination of the plane. of the end path without mounting each blade on a separate hinge for minimizing incidence and minimizing rotor vibration in-flight.
Until now, rotary wing aircraft having articulated blades have been tuned in flight, either by tilting the hub axle (as defined above) or by providing each blade with a setting pivot. the minimum incidence and by sinusoidally varying the blade angle, thus causing, in each case, to move the plane of the end path angularly with respect to the body of the aircraft.
The tilting of the hub axle in the first method, or the tilting of the drive plate or wobble plate actuating a link mechanism to vary,
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the blade angle sinusQida10ûent, in the second method, detar- ments a variation of the blade incid'.nco with respect to the pin of the end path, c'st-Q-ir8 the setting to the minimum incidence cyclic. The resultant variation of the portll not "#; 1.ji = 1 <; c the blades, thus effecting the angular displacement rO (1L1is of the end path plane ot, therefore , of the portcnce vector which is normal to this plane, as long as back flapping hinges are provided.
Until now we have preferred the first procedure for
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rotors which are self-rotating in flight and the second proceeds for driven rotors, prineipalecient for reasons of mechanical simplicity in either case, but in a helicopter the second method gives less vibration in flight ahead of the causes the end path plan to be at a
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aryl smaller than the plane normal to the hub axis read in the first method.
In other words, in a helicopter,
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the beat of the blades is hlinii.u.sé in the second process by the riso to the incidence uinirtiua colic born bone. ain for the longitudinal ascictts in: The flight by cvant and pout dcV ',; 1ir;, p3u:> iôs null at the; cruising speed,. While in 10 prc:, rl.er proceeded the beat (and consequently the vibration of the rotor) increases progressiV8nent with the rites, the c1'8vG.ncnr, lEmt.
In a rotary wing aircraft according to the invention, in particular in a helicopter, having articulated blades, the aircraft is adjusted or leveled at the attitude around a loncitu- dinal and (or) lateral axis by tilting of the rotor head (that is to say the member to which the blades are attached) relative to the hub axle. The inclination of the end path plane relative to the plane normal to the hub axis is thus adjusted and the vibration of the rotor in forward flight is minimized, as in the second method described above for adjusting the speed. rotor, but a separate pivot for setting normal angle of attack for each @
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pale is not expected.
By keeping the hub fixed relative to the aircraft body and tilting the rotor head relative to the hub axis, the mechanical simplicity of the tilting hub adjustment process combines with the advantages of the tilting hub adjustment process. hinges for setting the minimum incidence without the need to provide such hinges.
For example, the rotor head may have a downward facing lever and be mounted using gimbal rings on a rotating hub in bearings that are fixed (i.e. non-tiltable) by relative to the aircraft, the lower end of this lever being pivotally connected to the upper end of the control lever.
Therefore, in a helicopter incorporating the invention, the end path plane may be substantially perpendicular to the hub axis at cruising speed due to the inclination of the rotor head forward. which determines a cyclical variation of the incidence of the blade with respect to the end path plane '
The example which has just been mentioned is illustrated in the accompanying drawings, in which FIGS. 1 and 3 are elevations, in shots in planes perpendicular to each other, of a form of rotor head and fixed hub according to the present invention.
As shown, denotes a fixed hub carried by a hollow support b, and c a rotor head mounted on a rotating hub d in bearings of the fixed hub and carrying blades as in 5 !. by means of traction rods e. ' Thus, the bearings for the rotor head e are fixed (that is to say non-tiltable) with respect to the aircraft of which the rotor forms part.
The rotor head ±. is mounted to swing around an axis c-C on a gimbal ring f tiltable, the around an axis F-F on EARS G G carried by the rotating hub D. The head da @
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rotor c has a downwardly directed lever h, the lower end of which is articulated by a ball joint ij, with the upper end of a control lever k articula dens a fork m arranged at a end of a sleeve n rotating on a spindle o which is articulated, by the far end of the fork m, to the support b, the control lever k,
the foruche m and the spindle o being rotatable about axes k-k, M-M and 0-0 respectively.
As indicated, the rotor head c always turns around the fixed hub a, while the coils k and h serve to tilt the rotor head c and, therefore, the path plane d 'end.
CLAIMS
1 - A rotary wing aircraft adjusted or trimmed around a longitudinal and (or) transverse axis by tilting the rotor head relative to a fixed hub axis.