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aéronef à voilure tournante avec rotor entraîné par fo roe motrice et hélioe propulsive
La prés.ente invention se rapporteà un aéronef à voilure tournante ayant un rotor principal unique pour la sustentation, normalement entraîné par force motrice dans le vol. L'Invention concerne en particulier un "Gyrodyne", c'est-à-dire un aéronef à voilure tournante dans lequel une partie de la force motriceest fournie au rotor et un+partie à une hélice ou propulseur d'avan- cement.
Les aéronefs à voilure tournante peuvent être classés en trot catégories : hélicoptère, gyrodyne et autogyre. Le nom d'hélicoptère est maintenant limité aux types qui sont sustentés et propulsés dans le vol par les composantes verticale et hori- zontale de la poussée venant d'un ou plusieurs rotors entraînas par forcemotrice. Dans l'autogyre la puissance du rotor est zéro dans le vol et la puissance totale est fournie à une hélice propulsive ou propulseur d'avancement. Le gyrodyne possède un rotor à force motrice comme l'hélicoptère mais aussi une' hélice d'avancement comme l'autogyre.
L'hélicoptère est propulsé par inclinaison du disque de rotor par rapport au trajet de vol, par suite de quoi l'écoulement axial à travers le rotor augmente avec la vitesse d'avancement.
@ Pour compenser l'angle d'attaque réduit déterminé par l'écoulement axial accru, l'angle de pale doit être augmenté et à une vitesse .d'avancement élevée il est généralement plus grand que la valeur
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autorotative maximum. La sécurité de l'aéronef ost ainsi com- promise car dans le cas d'une panne de moteur l'angle do pale
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doit 3tre rapidement dd.minu6 pour sipecher le paies de perdre leur énergie cinétique et leur vitesse.
Non seulement la sécurité de l'aéronef est compromise par l'écoulement axial dans le vol en avant, mais encore l'unifor- mité et l'efficacité du rotor. Un accroissement d'écoulement axial ne réduit pas l'angle d'attaque des pales de manière égale
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du pied à I''extrémité mais affecta la position d'extrémité des pales au minimum. En conséquence, quand l'angle de pale est augmenté pour compenser l'écoulement axial accru, l'angle de pale à l'extrémité est excessif et peut même approcher du décollement cycliquement aux grandes vitesses de translation, où l'angle d'attaque sur la pale en retrait est déjà élevé à cause du bat-
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timent de la pale ou de son incidence minium.
POl' suite, la rotor de l'hélicoptère devient foncièrement rude et i:11'1o rricace . avec l'accroissement àe la vitesse d'avancement.
Le rotor d'autogyre est aussi incline par ropport ^. la ligne de vol, mais l'écoulement axial est sensiblement indépendant de la vitesse d'avancement. Eh conséquence, l'autogyro oct plus régulier et efficace aux vitesses de translation élevées que l'hélicoptère de puissance égale.
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Le rotor de gyrody-ne dans le vol en croie i5r n'est ni incliné nn avant de manière excessive COfJ."-.8 dans l';1,licopt0e, ni incliné en arriér3 cou-c,,-.0 dans l'autogyre, mais il a son plan de trajet d'extrémité presque à l'inclinaison zéro par rapport au trajet de vol. Il est donc inutile de dépasser l'angle de pale
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autorotatif maximum pour compenser un accroisscmsnt d'écoulement axial avec la vitosce d7avo.nCE)LlOl1t, et le ,le r:::-t ;
o,zc aussi sur, aussi régulier et aussi efficace dans 'Le vol en \Tal1t que l'autogyreu Si la charge de puissance du rotor cet suffisa-i.te pour le vol stationné, le gyrodvne possède aussi le même caractère
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de décollage et d?atterrissago lents que l'hélicoptère, ce qui
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constitue jusqu'ici l'avantage principal que possède l'hélicop- tère sur l'autogyre.
D'après la présenta invention, dans un aéronef ou un gyro- dyne à voilure tournante (tel que défini ci-dessus) ayant un xxxxx rotor ontraîné par force motrice et une hélice d'avancement, celle-ci étant placée sur le côté du fuselage de manière que le couple du rotor soit contrebalancé par le moment de la poussée d'e 1 'hélice, le pas collectif du rotor varie ou est varié/auto- matiquement avec variation de la puissance du rotor et l'aéronef est réglé et (ou) mis l'assiette dans l'embardée par réglage du pas de l'hélice,
Le réglage du tangage et du roulis peut être obtenu par le réglage de l'inclinaison du plan du trajet d'extrémité du rotor par rapport à l'axe de moyeu.
Une inclinaison de ce plan en arrière produit une. composante arrière du vecteur de portance du rotor pour compenser la poussée de l'hélice pour le stationne- ment, et la vitesse d'avancement est obtenue par réduction de cotte inclinaison en arrière. Aux vitesses d'avancement faibles et moyennes, le gyrodyne a donc son plan detrajet d'extrémité incliné en arrière par rapport au trajet de vol (comme dans l'autogyre, .rais à un angle d'inclinaison moindre).
De préférence, l'hélice est embrayée en permanence sur le moteur. Par conséquent si le moteur s'arrêta dans des condi- tions de vol quelconques l'hélice s'arrête (et est de préférence entièrementà l'incidence minimum) mais un embrayage à roue li- bre étant disposé dans la transmission du rotor et les pales étant au pas autorotatif, le rotor continue à tourner comme dans l'autogyre.
Dans un gyrodine incorporant la présente invention, le pas du rotor est normalement en dedans des limités d'autorotation et comme il varie aussi automatiquement avec la puissance, il n'y a pas de danger de décollement des pales. La charge du disque étant de préférence assez faible de manière que l'aéronef, @
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ait une faible vitesse de descente aux angles rapides de vol plane, un. atterrissage de secours sans moteur peut s'effectuer avec sécurité.
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Dans les dessins at21'lCXS La Fig. 1 est une vue latérale schématique d'une forme d'aéronef à voilure tournante disposé cOJ1fortJ1.én.ent à l'inven- tion et la Fig. 2 est une vue de face schématique; LasFig. 3 et 4 sont des plans se hectiques de parties du mécanisme de commando;
La Fig. 5 est une vue en perspective du mécanisme de com- mande pour la variation de pas de l'hélice propulsive, et
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La Fis. 6 est une vue schénatique d'une forme modifiée de l'aéronef.
Comme le montrent les Fig. 1 et 2, l'aéronef possède un rotor dont les pales b sont montées par des axes verticaux
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sur des biellettes de traction c qui sont montées elles-mes par des axes horizontaux sur une tête de rotor d do manière que le pas c3llocti' du rotor varie automrtiquement avec la vitesse.
L'aéronei à possède aussi une hélice propulsive e rot1iv0 sur un axe horizontal avant-arrière placé d'un côté du fuselage de l'aéronef de façon que le couple du rotor b soit contrebalancé
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par le moment de la poussée de l'hélice e. Un croupo moteur est relié en permanence par une boîte d'engrenage (indiquée de
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manière générale en ) à un arbre h pour l'hélice e e et p ar un mécanisme d'entraînement à embr'1;jcûgo et roue libre (indiqué de munière générale en j) à un arbN:t 1± pour le rotor b.
- Comme la montrent 1 os Fi0' 1 et 3, un levier do COflI.:1'),nù.o EL est 1,ionté à mowvei.ient universel autour d'un point n placé dans le poste de pilotage et est relié par une biellette o à un bras d'un levier coudé p dont l'autre bras ,est; ralié par une tige verticale ¯% à la tête (la rotor d POUR le basculeront de celle-ci autour d'un axe transversal à l'aéronef lorsqu'on déplace le
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levier m dans une direction avant-arrière. Comme le montre la
Fig. 3, le levier m est relié aussi par une biellette r dirigée latéralement à un bras d'un levier coudé s qui est relié, par une tige t dirigée en arrière (dont une partie seulement se voit en Fig.
1) et un levier coudé u, à une tige v dirigée vertica- lement pour le basculement de la tête de roter ± autour d'un axe avant-arrière lorsqu'on déplace la levier m latéralement.
Une barre (Fig. 1, 4 et 5) dirigée transversalementet actionnée à pédale pivote autour d'un axe sensiblement vertical en y et est reliée excentriquement à uno biellette x articulée à un bras d'un levier coudé z qui est mobile dans un plan verti- cal avant-arrière autour d'un axe transversal horizontal 11, l'autre bras du levier coudé z étant relié par une tige sensi- blement verticale 12 (Fig. 4 et 5) à un bras d'un levier coudé
13 mobiledans un plan transvorsal sensiblement vertical autour d'un axe avant-arrière sensiblement horizontal 14.
L'autre bras du levier coudé 13 est relié à une biellette 15 dirigée transversalement (Fig. 4 et 5) dont le mouvement, transversale- ment à l'aéronef, sert à actionner le mécanisme de changement de pas (non représenté) de l'hélice e de toute manière connue.
Dans la forme modifiée de l'aéronef représentée en Fig, 6, les parties similaires sont indiquées par les lettres de référen- ce mentionnées ci-dessus. Dans le présent exemple, cependant, les pales du rotor b sont disposées pour le réglage de pas col- lectif' et le réglage de pas cyclique au moyen d'un ensemble à biellettes de la tête de rotor, indiqué de manière. générale en
16, lequel est de construction connue et n'a pas besoin d'être décrit en détail.
L'ensemble 16 est actionné pour le réglage de pas collectif au moyen d'un levier 17 pivotant en 18 dans le poste de pilotage et relié par une biellette 19 à un bras 20 d'un levier coudé dont l'autre bras 21 est relié par une tige 22 à une pièce 23 mobile verticalement dans l'ensemble 16. Le le- @
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vier coudé 20 est relié par une biellette 24 à la des gaz (indiquée de manière générale en 25) du groupe moteur f de telle sorte que le réglage de pas collectif du rotor b peut s'effectuer concurrencent avec la commande des gaz du groupe moteur f.
REVENDICATIONS
1 - Un aéronef à voilure tournante ayant un rotor à force motrice et une hélice propulsive, celle-ci étant placée d'un côté du fuselage do manière que le couple du rotor soit contre- balancé par le moment de la poussée de l'hélice, dans lequel le 'pas collectif des pales du rotor varie, ou est varié automati- quement avec la variation de puissance du rotor et dans lequel le pas de l'hélice est réglable pour le réglage de l'aéronef et (ou) sa mise à l'assiette dans l'embardée.
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rotary wing aircraft with propeller driven rotor and propulsion helio
The present invention relates to a rotary wing aircraft having a single main rotor for lift, normally driven by motive force in flight. The invention relates in particular to a "Gyrodyne", that is to say a rotary wing aircraft in which a part of the motive force is supplied to the rotor and a part to a propeller or forward thruster.
Rotary wing aircraft can be classified into trotting categories: helicopter, gyrodyne and autogyro. The name helicopter is now limited to those types which are sustained and propelled in flight by the vertical and horizontal components of the thrust coming from one or more rotors driven by power. In the autogyro the rotor power is zero in flight and the total power is supplied to a propeller or forward thruster. The gyrodyne has a motive force rotor like the helicopter but also a forward propeller like the autogyro.
The helicopter is propelled by tilting the rotor disc relative to the flight path, whereby the axial flow through the rotor increases with forward speed.
@ To compensate for the reduced angle of attack determined by the increased axial flow, the blade angle must be increased and at a high forward speed it is generally greater than the value
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maximum self-rotating. The safety of the aircraft is thus compromised because in the event of an engine failure the angle of blade
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must be quickly reduced to siphon off the payrolls from losing their kinetic energy and speed.
Not only is the safety of the aircraft compromised by axial flow in forward flight, but also the uniformity and efficiency of the rotor. Increased axial flow does not reduce the angle of attack of the blades equally
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from the foot to the end but affected the end position of the blades to a minimum. As a result, when the blade angle is increased to compensate for the increased axial flow, the blade angle at the tip is excessive and may even approach peel cyclically at high translational speeds, where the angle of attack on the recessed blade is already high because of the bat-
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timent of the blade or its minimum incidence.
Next, the helicopter's rotor becomes inherently harsh and harsh. with the increase in the forward speed.
The autogyro rotor is also tilted by ropport ^. the flight line, but the axial flow is substantially independent of the forward speed. As a result, the oct autogyro is more regular and efficient at high travel speeds than a helicopter of equal power.
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The gyrody-ne rotor in cross flight i5r is neither tilted excessively forward COfJ. "-. 8 in the; 1, licopt0e, nor tilted back 3 neck-c ,, -. 0 in the autogyro, but it has its end path plane almost at zero bank to the flight path, so there is no need to exceed the blade angle
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self-rotating maximum to compensate for an increase in axial flow with the vitosce d7avo.nCE) LlOl1t, and le, r ::: - t;
o, zc also on, as regular and as efficient in 'The flight in \ Tal1t as the autogyreu If the power load of the rotor is sufficient for the parked flight, the gyrodvne also has the same character
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take off and landing slower than the helicopter, which
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has so far been the main advantage of the helicopter over the autogyro.
According to the present invention, in an aircraft or rotary wing gyro- dyne (as defined above) having a motive-driven rotor xxxxx and an advancing propeller, the latter being placed on the side of the propeller. fuselage so that the rotor torque is counterbalanced by the moment of the propeller thrust, the collective rotor pitch varies or is varied / automatically with variation of the rotor power and the aircraft is adjusted and (or) put the trim in the yaw by adjusting the pitch of the propeller,
The pitch and roll adjustment can be achieved by adjusting the inclination of the plane of the rotor end path relative to the hub axis.
Tilting this plane back produces a. rear component of the rotor lift vector to compensate for the propeller thrust for parking, and the forward speed is obtained by reducing the tilt back. At low and medium forward speeds, the gyrodyne therefore has its end path plane tilted backwards with respect to the flight path (as in the autogyro, .rais at a lower bank angle).
Preferably, the propeller is permanently engaged on the engine. Therefore if the engine stopped under any flight condi- tions the propeller stops (and is preferably fully at minimum angle of attack) but a freewheel clutch is disposed in the rotor transmission and the propeller. With the blades at autorotating pitch, the rotor continues to rotate as in the autogyro.
In a gyrodine incorporating the present invention, the pitch of the rotor is normally within the autorotation limits and since it also varies automatically with power, there is no danger of the blades coming off. The load of the disc preferably being low enough so that the aircraft, @
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has a low rate of descent at rapid angles of plane flight, a. emergency landing without an engine can be done safely.
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In the drawings at 21'lCXS FIG. 1 is a schematic side view of one form of rotary wing aircraft arranged in accordance with the invention and FIG. 2 is a schematic front view; LasFig. 3 and 4 are hectic shots of parts of the commando mechanism;
Fig. 5 is a perspective view of the control mechanism for the variation of the pitch of the propellant propeller, and
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The Fis. 6 is a schematic view of a modified form of the aircraft.
As shown in Figs. 1 and 2, the aircraft has a rotor whose blades b are mounted by vertical axes
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on traction links c which are themselves mounted by horizontal pins on a rotor head d so that the pitch c3llocti 'of the rotor varies automrtically with speed.
The aircraft also has a propeller e rot1iv0 on a front-rear horizontal axis placed on one side of the aircraft fuselage so that the torque of the rotor b is counterbalanced
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by the moment of propeller thrust e. A croupo motor is permanently connected by a gearbox (indicated from
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generally in) to a shaft h for the propeller e e and by a drive mechanism with recess 1; jcûgo and freewheel (generally indicated in j) to an arbN: t 1 ± for the rotor b.
- As shown in 1 os Fi0 '1 and 3, a lever do COflI.:1'),nù.o EL is 1, ionized to universal mowvei.ient around a point n placed in the cockpit and is connected by a rod o to an arm of an angled lever p whose other arm is; linked by a vertical rod ¯% to the head (the rotor d FOR will tilt it around an axis transverse to the aircraft when the
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lever m in a forward-backward direction. As shown in the
Fig. 3, the lever m is also connected by a rod r directed laterally to an arm of an angled lever s which is connected by a rod t directed backwards (only part of which is seen in FIG.
1) and an angled lever u, to a vertically directed v rod for tilting the rotational head ± around a front-rear axis when the lever m is moved sideways.
A bar (Fig. 1, 4 and 5) directed transversely and operated by pedal pivots about a substantially vertical axis in y and is eccentrically connected to a link x articulated to an arm of an angled lever z which is movable in a plane. vertical front-rear around a horizontal transverse axis 11, the other arm of the angled lever z being connected by a substantially vertical rod 12 (Figs. 4 and 5) to an arm of an angled lever
13 moves in a substantially vertical transvorsal plane around a substantially horizontal front-rear axis 14.
The other arm of the angled lever 13 is connected to a rod 15 directed transversely (Figs. 4 and 5), the movement of which, transversely to the aircraft, serves to actuate the change of pitch mechanism (not shown) of the. propeller e in any known manner.
In the modified form of the aircraft shown in Fig, 6, similar parts are indicated by the reference letters mentioned above. In the present example, however, the rotor blades b are arranged for collective pitch adjustment and cyclic pitch adjustment by means of a rotor head link assembly, indicated so. general in
16, which is of known construction and does not need to be described in detail.
The assembly 16 is actuated for collective pitch adjustment by means of a lever 17 pivoting at 18 in the cockpit and connected by a rod 19 to an arm 20 of an angled lever whose other arm 21 is connected by a rod 22 to a part 23 movable vertically in the assembly 16. The le- @
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elbow screw 20 is connected by a rod 24 to the throttle (generally indicated at 25) of the motor group f so that the collective pitch adjustment of the rotor b can be performed concurrently with the throttle control of the motor group f.
CLAIMS
1 - A rotary wing aircraft having a motive power rotor and a propellant propeller, the latter being placed on one side of the fuselage so that the torque of the rotor is counterbalanced by the moment of the propeller thrust , in which the collective pitch of the rotor blades varies, or is varied automatically with the variation in rotor power and in which the propeller pitch is adjustable for the adjustment of the aircraft and / or its setting. to the plate in the sheer.