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aux f:.oo:fs a voilure toainemte
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La présente invention se rapporte à un aéronef voilure
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ok'oa:lWe I1J81ll1.. au ou plusieurs rotors de sustentution qui peuvent Stre soit entraînés par force motrice, soit autol'otatifs dans lo
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vol.
L'invention sa l'apporte on particulier à un hélicoptère dans lequel chaque .cale est montée sur un pivot de battement permettant
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l'angle "éllitht;l dé la. pale d'être varié, le pisn de trajet à 'ùx- trémité étm!t,i.r conséquent,inclinable dans le vol par rapport au platl normal a l'a#é 1# moyeu du rotor , Un olsjat le l'invention est de réaliser un dispositif pour élimina.' ou minin,Í::301' l'oscillation instable de l'aéronef, spécia-. lJra011t dans le vol stationne, lorsqu'il est déplacé anguleirenient, à;iis la tangage ou le roulis, pi-l'une bouffée d'air.
Plus spéciale- ment, Lui objot de l'invention est d'améliorer la stabilité dynami-
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que d'un hélicoptère, quand il stationne, par le déplacement auto-
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mmtigne du cent2a de pression de la poussée du rotor chaque fois que le plan de trajet d'extrémité est déplacé nngulairement par rapport au pl'an nornml à l axo du moyeu, du rotor, le moment de la poussée du rotor qui résulta du àéiJlaco5i.#.;
t du centre de pression étant un r,on.eut stabilisateur, o'o3st-i-ilii<e en sens opposé au
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moment do le poussée du rotor résultant du déplacement angulaire du
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pln du trsjet d'extrémité,et, pux conséquent,de la poussée du rotor lui est t ±101' M,l L ce plù 1 )##-
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Dans un aéronef à voilure tournante selon l'invention,on par- ticulier dans un hélicoptére,. chaque pale est montée sur un pivot de battement placé sur le acte de l'axe de moyeu du rotor éloigné de la pale.
Une inclinaison du plan de trajet d'extrémité par rap- port au plan normal à l'axe du moyeu déplace ainsi automatiquement le centre de pression de la poussée du rotor dans la direction nécessaire pour améliorer la stabilité dynamique de l'hélicoptère;,
L'invention sera expliquée avec référence aux dessins annexés dans leaquels
La Fig.1 est une élévation latérale schématique et la Fig.2 un plan schématique ;
La Fig.3 est une élévation latérale d'une forme de réalisa- tion de l'invention, en coupe suivant III-III de la Fig.4, des parties étant omises pour plus de clarté ;
La Fig.4 est un plan de la forme de réalisation représentée en Fig.3. certaines parties étant représentées en coupe suivant
IV-IV de la Fig.3 et la Fig,5 montre un détail en coupe suivant
V-V de la Fig.4 .
Référence étant faite aux Figs.l et 2 des dessins, 1 désigne la, tête du rotor d'un aéronef à voilure tournante, 2 une biellette de traction, 3 une pale articulée à le. biellette de traction 2 au moyen d'une charnière de traction 4, tandis que 5 désigne la charnière de battement par laquelle la biellette de traction 2 est articulée à la tête de rotor 1 ,
Si on définit le métacentre comme étant le point m sur l' axe de moyeu 6 par lequel passe toujours la poussée du rotor quand le plan de trajet d'extrémité7 est incliné légèrement comme en 7'
7 sur le plan/normal à l'axe de moyeu 6, la position des pivots de battement 5 de la pale, d'après la présente invention,
assure que s métacentre M reste en-dessous du plan contenant les pivots de bat- tement 5. Jusqu'à présent, des aéronefs à voilure tournante ayant des pales de rotor montées sur des pivets de battement coupant l' axe de moyeu ou placés du même coté de l'axe de moyeu que la pale ont eu, en conséquence, un métacentre dans le plan ou au-dessus du
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plan contenant les pivots de battement
Si l'axe du pivot de battement 5 est placé à une distance f de l'axe de moyeu 6 du rotor sur le cote de cet axe éloigné de la pale 3 et si les pales 3 ont un demi-angle au sommet C du cane décrit,le métacentre M est approximativement à une distance f cotgê en dessous du plan 8 dans lequel se trouvent les pivots de batte- ment 5,
c'est-à-dire en dessous de la position Mo du métacentre lorsque f = 0
Comme 0 est habituellement un petit angle, étant approximati- vement l'angle dont la tangente est le rapport de la portance à la force centrifuge, la distance MMo (savoir f eotg 0) se chiffrera habituellement par quelques mètres si ! est de quelques décimétres. par conséquent, si G est le point sur l'axe de moyeu 6 le plus rapproché du eentre de gravité C.G.
de l'aéronef, la hauteur métacentrique peut être réduite de GMO à zéro en augmentant f de zéro à la valeur (GMo tg C),dans lequel ce? la stabilité statique de l'aéronef serait réduite sensiblement à zéro , Ceci ne serait pas désirable et la distance f est done choisie de préférence de façon que f eotg 0 soit inférieure à GMo. En d'autres termes, l'amélioration de la stabilité dynamique obtenue par l'augmentation de ! s'aeeompagne d'une réduction de la stabilité statique et il y a done des limites inférieure et supérieure entre lesquelles f doit être de préférence choisi.
On peut montrer mathématiquement que ces limites sont données par l'inégalité
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où h = GMo et k est le rayon de giration de l'aéronef autour de l'axe de tangage ou de roulis.
Dans la îorma de réalisation représentée en Fig.3, 4 et 5, la tête de rotor est montée dans des paliers à billes 9 ménagés dans un moyeu fixe 10, la partie supérieure de la tête de rotor 1 étant sensiblement triangulaire en plan, comme le montre la Fig.4 et portant des paires d'oreilles 11, 11 entre lesquelles les battement ,,biellettes de traetion 2 pivotent sur les axes de charniére de
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5.
Les pales 3 sont articulées aux extrémités opposées des biellet- tes de traction sur des charniéres de traction 4 et chaque charniére de battement 5 est placée sur le côté de l'axe de moyeu 6 du rotor , éloigné de la pale correspondante 3 ,
En Fig.4 la position de toupie positif d'une pale 3 est indi- quée en 12 et sa position de souple zéro en 13.
REVENDICATIONS
1 Un aéronef à voilure tournante, en particulier un hélicoptère dans lequel chaque pale est montée sur un pivot de battement placé sur le côté de l'axe de moyeu du rotor, éloigné de la pale correspon- dante ; dante; 2 Un aéronef à voilure tournante selon la revendicationl, dans lequel l'axe de pivot de battement est placé à une distanee f de l'axe de moyeu du rotor , les pales ayant un demi-angle au sommet de cône C et le métacentre M est approximativement à une distance f cotg 0 en dessous du plan dans lequel se trouvent les pivots de @ battement, s'est-à-dire en dessous de la position Mo du métacentre lorsque f= 0 .
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aux f: .oo: fs a voilure toainemte
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The present invention relates to a wing aircraft
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ok'oa: lWe I1J81ll1 .. to one or more lift rotors which can be either driven by motive force or self-rotating in lo
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flight.
The invention brings it in particular to a helicopter in which each .cale is mounted on a beating pivot allowing
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the angle of the blade to be varied, the path at the end and the end, therefore, tilting in flight with respect to the normal plate at the hub of the rotor, An olsjat the invention is to realize a device for eliminina. ' or minin, Í :: 301 'the unstable oscillation of the aircraft, specia-. lJra011t in parked flight, when moved anguleirenient, to; iis pitch or roll, pi-one puff of air.
More specifically, it is the object of the invention to improve the dynamic stability.
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than a helicopter, when parked, by the self-displacement
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mmtign of the pressure cent2a of the thrust of the rotor whenever the end path plane is moved nngularly with respect to the plane nornml at the axo of the hub, of the rotor, the moment of the thrust of the rotor which resulted from the éiJlaco5i . # .;
t of the center of pressure being an r, one.eut stabilizer, o'o3st-i-ilii <e in the opposite direction to
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moment of the thrust of the rotor resulting from the angular displacement of the
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pln of the end trsjet, and, consequently, of the thrust of the rotor is t ± 101 'M, l L ce plus 1) ## -
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In a rotary wing aircraft according to the invention, in particular in a helicopter,. each blade is mounted on a beat pivot placed on the rotor hub axle act remote from the blade.
An inclination of the end path plane relative to the plane normal to the axis of the hub thus automatically shifts the center of pressure of the rotor thrust in the direction necessary to improve the dynamic stability of the helicopter ;,
The invention will be explained with reference to the accompanying drawings in which
Fig.1 is a schematic side elevation and Fig.2 is a schematic plan;
Fig. 3 is a side elevation of one embodiment of the invention, in section on III-III of Fig. 4, parts being omitted for clarity;
Fig.4 is a plan of the embodiment shown in Fig.3. some parts being shown in section following
IV-IV of Fig. 3 and Fig, 5 shows a detail in section following
V-V of Fig. 4.
Reference being made to Figs.l and 2 of the drawings, 1 designates the rotor head of a rotary wing aircraft, 2 a traction rod, 3 a blade articulated to the. traction link 2 by means of a traction hinge 4, while 5 designates the flap hinge by which the traction link 2 is articulated to the rotor head 1,
If we define the metacentre as being the point m on the hub axis 6 through which the thrust of the rotor always passes when the end path plane 7 is inclined slightly as in 7 '
7 on the plane / normal to the hub axis 6, the position of the flapping pivots 5 of the blade, according to the present invention,
ensures that the metacentre M remains below the plane containing the wing pivots 5. Heretofore, rotary wing aircraft having rotor blades mounted on wing pivots intersecting the hub axis or placed on the hub axis. same side of the hub axis as the blade have had, therefore, a metacentre in the plane or above the
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plan containing the beat pivots
If the axis of the beat pivot 5 is placed at a distance f from the hub axis 6 of the rotor on the side of this axis remote from the blade 3 and if the blades 3 have a half-angle at the top C of the cane described, the metacentre M is approximately at a distance f cotgê below the plane 8 in which are the pivot pins 5,
i.e. below the position Mo of the metacentre when f = 0
Since 0 is usually a small angle, being approximately the angle whose tangent is the ratio of lift to centrifugal force, the distance MMo (ie f eotg 0) will usually be a few meters if! is a few decimetres. therefore, if G is the point on the hub axis 6 closest to the center of gravity C.G.
of the aircraft, the metacentric height can be reduced from GMO to zero by increasing f from zero to the value (GMo tg C), in which this? the static stability of the aircraft would be reduced substantially to zero. This would not be desirable and the distance f is therefore preferably chosen so that f eotg 0 is less than GMo. In other words, the improvement in dynamic stability obtained by increasing! is accompanied by a reduction in static stability and there are therefore lower and upper limits between which f should preferably be chosen.
We can show mathematically that these limits are given by the inequality
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where h = GMo and k is the radius of gyration of the aircraft around the pitch or roll axis.
In the embodiment shown in Figs. 3, 4 and 5, the rotor head is mounted in ball bearings 9 formed in a fixed hub 10, the upper part of the rotor head 1 being substantially triangular in plan, as shown in Fig. 4 and bearing pairs of ears 11, 11 between which the flaps ,, tracking rods 2 pivot on the hinge pins of
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5.
The blades 3 are articulated at the opposite ends of the traction links on traction hinges 4 and each flap hinge 5 is placed on the side of the hub axis 6 of the rotor, away from the corresponding blade 3,
In Fig. 4 the positive spindle position of a blade 3 is indicated at 12 and its flexible zero position at 13.
CLAIMS
1 A rotary wing aircraft, in particular a helicopter in which each blade is mounted on a flap pivot placed on the side of the hub axis of the rotor, remote from the corresponding blade; dante; 2 A rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the flap pivot axis is placed at a distance f from the hub axis of the rotor, the blades having a half angle at the apex of the cone C and the metacentre M is approximately at a distance f cotg 0 below the plane in which the beating pivots are located, i.e. below the position Mo of the metacentre when f = 0.