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Perfectionnements aux engins aériens
La présente invention a trait aux engins aériens à ailes tournantes, et plus spécialement aux dispositifs de commande de rotor pour hélicoptères et appareils analogues.
L'une des caractéristiques de l'invention consiste à prévoir un montage perfectiunné du rotor et des dispositifs de comnade grâce auxquels le degré de battement du rotor est limité tout en évitant des efforts indésirables au mât du rotor et aux structures des pales.
Une autre caractéristique de l'invention consiste à prévoir un hélicoptère dans lequel le rotor est auto-équilibreur par rapport à l'appareil aérien.
Un autre objet de l'invention consiste à prévoir un rotor qui ne subit pas l'inclinaison du plan tracé par l'extrémité des pales par effet d'un courant transversal..
Enfin, une autre caractéristique de L'invention consiste à réaliser les caractéris tiques énoncées ci-dessus au moyen d'un mécanisme de commande de rotor dans lequel les forces ascentionnelles tendant à déplacer le rotor sont employées pour effectuer la contre-commande de celui-ci, ce qui le dis- tingue d'un mécanisme qui permet au début des mouvements ef- fectifs du plan tracé par l'extrémité des pales pour trans-
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bluter ces mouvements en des effets de commande s'opposant à la tendance du rotor de s'incliner davantage, co @ il a été fait antérieurement.
D'autres caractéristiques et vantages de l'intention ressurtiront de la description ci-,-,près, .xiec référence au dessin annexé, sur lequel :
La @ est une @ schématique en pers- pec tive d'un montage de rotor à deux pales et du dispositif de commande du batte'Lent conforme à l'invention.
La figure 2 est une vue similaire d'une autre forme de rotor et de dispositifs de commande établis confor nément à l'invention.
L-. figure 3 estune vue partielle en élévation latérale du moyeu du rotor et du dispositif de commande du battement de la figure 2,
La figure 4 est une vue semblable à la figure 2, 'lais représentant un autre :,iode de réalisation du dispositif de comma-nde du rotor conforme à l'invention.
La figure 5 est une vue partielle en coupe d'une partie du dispositif de commande du rotor de la figure 4.
La figure 6 représente un autre --iode de réalisation de l'invention relatif à un montage du rotor- et à un dispositif de commande.
La présente invention prévoit un rotor soit du type à pale unique ou à pale double diamétralement opposée montée sur un fuselage d'avion au moyen d'un dispositif de transmission permettant une inclinaison universelle du rotor. Dans chaque cas le rotor et l'ensemble de montage du moyeu constituent un système dynamique dont la ruasse est située le long de l'axe longitudinal des pales et le long du petit axe des pales ou axe de-corde. Par exemple, ainsi qu'on l'a représenté sur la figure 1, le rotor peut comprendre des pales 10, 11, 12 prenant naissance' sur un moyeu annulaire 14 qui est. articulée grâce à
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des axes 16-16 diamétralement'opposés sur un anneau 18.
Celui-ci à son tour est supporté par un axe 19 disposé transversalement par rapport aux axes alignas 16-16; l'axe 19 est supporté par l'extrémité supérieure de-l'arbre d'en- traînement 20 du rotor. Ainsi, l'on remarquera que les pales' reçoivent leur mouvement giratoire de l'arbre 20, tandis que les lames du rotor et l'ensemble du moyeu peuvent être incli- nés librement dans toute direction par rapport à l'arbre 20; l'on remarquera également que l'ensemble pales-moyeu peut être représenté schématiquement comme ayant des masses disposées comme on l'a indiqué en m1-m2.
L'arbre 20 supporte un di ositif 22 d'arrêt ou de limi- tation du battement du rotor qui est représenté comme compre- nant une console en forme d'L, fixée par une extrénité à l'ar- bre 20 d'entraînement du rotor de façon à tourner avec celui- ci tuut en s'étendant radialement a partir de cet arbre et pour se terminer en une partie 24 en forme de butée dirigée vers le haut et qui est ainsi disposée juste en dessous du moyeu 14 en une position donnée derrière la pale de rotor 10 telle que le long d'un axe a-a qui intercepte l'axe de l'arbre,?0 et qui est déplacé angulairement par rapport à l'axe longitudinal 1-1 des pales du rotor de façon à réaliser un angle d entre ces deux axes.
Le dispositif d'arrêt, de préférence, est disposé en arrière de l'angle 0\ d'au-moins 5 tout en pouvant atteindre théoriquement 90 ; bien que des va.leurs de plus de 45 pour l'angle 0( déterminent un rendement en diminution progressive- ment du point de vue de l'efficacité. En conséquence l'on comprendra que la valeur de l'angle sera réglée de façon à assurer le degré, désiré de sensibilité de commande au dis- positif, ainsi qu'on va l'expliquer plus complètement plus loin.
Le montage du rotor et la disposition de la commande de battement représentés sur la figure 1 sont établis pour fonc-
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tionner autumatiquement pour Limiter le battement du rotor tout en évitant des efforts trop importants dans le rotor et dans les @écanismes du moyeu et du montage, par exemple, tandis que le mât ou l'arbre d'entrainement du rotor est disposé normalement dans une position verticale et que le rotor tourne autour de cet arbre sans intervention extérieure,
si l'on incline l'axe du rotor vers le haut en direction de la pale 10 ainsi qu'on l'a représenté sur la figure 1, la butée d'arrêt 84 sera élevée par rapport au moyeu 14 en une position se trouvant juste derrière la naissance de la pale 10.
Si l'intervention qui a déterminé un tel déplacement de l'arbre du rotor par rapport à la structure est suffisante pour faire porter la butée 24 vers le haut contre le moyeu 14, un tel choc du dispositif d'arrêt contre le moyeu fournira une force tendant à appliquer un effort de torsion au moyen autour des axes 16-16 de manière à imprimer les accélérations vers le haut à la masse ml et à déceler son plan de rotation de façon à l'incliner par rapport à sa position initiale. Cet effet se produit parce que la masse d'envergure de la structure du rotor est invariablement beaucoup plus grande que la masse à la corde de celui-ci.
Suivant les lois qui gouvernent les masses en rotation le déplacement maximum du plan de rotation d'une masse se pro- duiten un point situé à 90 du point d'impact provoquant le déplacement. En conséquence, lorsque la pale 12 atteint une position avancée de 90 par rapport à sa position au monent où elle a reçu le choc de déplacement elle aura un angle d'at- taque augmenté qui augmentera automatiquement les forces ascen- tionnelles agissant sur elles, ce qui détermine l'élévation de la pale 12 pendant les 90 suivants de sa rotation.
Par conséquent, lorsque la pale 12 atteint la position occupée e par la pale 10 sur le figure 1, la pale 12 se trouvera à une hauteur supérieure à celle de la pale 10 comme on l'a représen.- té sur la figure 1 et elle se sera élevée en s'éloignant, de la
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butée d'arrêt 24; et ce type d'action de commande continuera de façon à maintenir effectivement lé plan de la trajectoire de l'extrémité du rotor sensiblement perpendiculaire à l'ar- bre 20.
Si l'on se réfère au fonctionnement subséquent de l'in- vention,'l'on peut expliquer que si le dispositif d'arrêt 24 .devait être placé de façon à entrer en contact avec le.moyeu dans le quart de cercle situé à l'avant du bord d'attaque de la pale 10, (au lieu de derrière le bord de fuite de celle-ci) les conséquences résultant du choc du dispositif d'arrêt contre le moyeu aurait un effet déséquilibrant et aboutirait à une déviation du plan de la trajectoire de l'extrémité du rotor par rapport à l'arbre 20 du rotor.
Dans quelques exemples d'application de l'invention à . un appareil hélicoptère il peut être souhaitable de monter des poids auxiliaires sur la structure du rotor aux positions appro- ximativement occupées par les ma sses schématiques ml-m2 sur la figure 1, afin que les- effets de commande suivant'l'invention se manifestent à dès vitesses pratiques de rotation du rotor.
Par exemple, les figures 2 et 3 représentent une structure de rotor ainsi qu'un dispositif.de commande établi conformément aux principes de la figure 1 tout en employant des masses auxi- liaires indiquées en 31-32 qui sont supportées par des haubans
33-34 correspondants qui s'étendent en direction diamétralement 'opposée à partir du moyeu 14 dans un sens transversal par rap- port à l'axe longitudinal de la structure des pales du rotor.
Ainsi, l'inertie de corde du dispositif à pales du rotor est augmenté et la stabilité du dispositif du rotor dans son plan de rotation en sera augmentée d'une manière correspondante.
Ainsi.qu'on l'a indiqué plus clairement sur la figure
3, dans la pratique actuelle, une paire d'arrêts comme indiqué en 35-36 seront disposés pour s'étendre vers le haut à partir des extrémités opposées d'une barre transversale 37 supportée
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par l'arbre d'entraînement du rotor afin d'atteindre plus efficacement l'objet de l'invention.
La distance existant entre les butées d'arrêt et le moyeu du rotor est réglée, de préférence, de manière à fournir au rotor un degré.d'indépendance limitée par rapport au mât, ce qui a pour objet de laisser subsister un léger mouvement oscillatoire du mat tandis que le rotor se main- tient dans un plan horizontal; mais chaque fois qu'une solli- citation plis sérieuse est appliquée au mât le rotor est guidé grâce au dispositif de commande automatique de l'inven- tion afin de maintenir une perpendicularité sensible avec le mât.
Tandis qu.. dans les polications de l'invention dé crites ci-dessus l'axe a-a de contrainte du rotor se trouvait dans une position fixe par rapport au mâtet que sa rototion décrivait un plan disgosé perpendiculairement au mât, les figures 4 et 5 représentent une application dans laquelle un dispositif de commande du pilote est ménagé pour incliner ce plan de rotation, grâce à quoi le pilote de l'appareil peut diriger celui-ci dans n'importe quelle direction en commandant la direction du vecteur d'élévation du rotor.
Ainsi qu'on l'a représenté sur les figures 4 et 5, le moyeu 14 est équipé d'un bras de commande 40 se prolongeant radialement qui est relié, au moyen d'un dispositif de connection à genouillère 42 à. l'extrémité supérieure de la tige de commande 44 disposée parallèlement au mât 20 du rotor. Une fourchette 46 est égale- ment supportée par le mât 80 pour tourner avec celui-ci et s'étend radialement à partir de l'axe du rotor pour saisir très librement la dite tige de commande 44 de -'lanière à coopérer avec le bras 40 en guidant la tige 44 pour la faire tourner autour du mât 20 alors qu'elle reste parallèle à celui-ci.
A son extrémité inférieure la tige 44 est reliée au moyen d'un organe à genouillère 48 au chemin de roulement ou bague de roulement 50 d'un dispositif de plaque à rotule comportant
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,des billes 52 ainsi qu"une bague intérieure 54 qui présente une forme intérieure lui permettant de s'adapter et de pouvoir s'incliner dans tous les sens autour d'une partie sphérique 56 à l'extrémité d'un boîtier tubulaire 58. Ce'dernier entoure l'extrémité inférieure du mât 20 du rotor et il est évasé en
59 pour être fixé à toute partie de la structure de l'appareil, étant ainsi adapté pour agir en tant que palier-support pour le mât 20 du rotor.
Un levier 60 est relié d'une façon rigide à la bague' intérieure 54 du roulement et s'étend vers l'extérieur et vers le,bas pour permettre la commande manuelle de la part du pilote de l'appareil pour permettre le déplacement du plan du disposi- tif à plaque à rotule dans le sens désiré.
Ainsi, l'appareil aérien peut être dirigé dans tout sens désiré tout en comprenant la stabilité automatique et les caractéristiques de commande du battement mentionnées plus haut. Dans le cas de la présente invention, le sens de l'incli- naison du plan de la trajectoire parcourue par l'extrémité des pales du rotor est le même que celui des forces de commande dues à l'action du pilote. En conséquence, la présente invention constitue un procédé de commande totalement nouveau d'un rotor qui est stabilité au moyen d'un horizon artificiel; et une- des principales caractéristiques de la présente invention est que les effets de commande de cet horizon artificiel sont propor- tionnels aux forces de contrôle qui sont imprimées par le pilote au levier de commande.
La figure 6 représente une autre application de l'invention à un rotor à deux pales qui comprend un moyeu 70 articulé sur l'extrémité supérieure de l'arbre d'entraînement ou mât 20 au moyen d'un axe 'transversal 72. Celui-ci s'étend le long de l'axe géométrique a-a qui se trouve à un angle de l'axe longi- tudinal de la structure des pales du rotor et qui correspond à l'angle [alpha] des figures 1-4;
des masses pesantes peuvent être utilisées si on le désire en 31-32 comme'dans le cas des figu-
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res 2-4 pour augmenter la masse de corde de la structure des pales, ainsi qu'on l'a expliqué ci-dessus. on conprendra que dans le cas d'une applic tion de l'invention les dites masses de corde de la structure des pales peuvent être remplacées, si on le désire, par tout dispositif approprié comme il est dit plus haut ou bien, par exemple, en utilisant une disposi- tion de moyeux plus massive, ou bien grâce à tout autre procédé approprié qui puisse être préférable. Le fonctionnement du mécanisme de la figure 6 peut être expliqué, par exemple, en supposant que le mât 30 bascule vers le haut en direction de la pale 10 comme on l'a représenté sur la figure 6.
La masse d'inertie 31 sera ainsi poussée vers le haut et atteindra le sommet de son élévation à une position 90 plus loin sur son orbite de rotation en augmentant ainsi l'angle d'attaque de la pale 12 d'une façon telle que lorsque cette pale 12 atteint la position occupe e par la pale 10 sur la figure &, la dite pale 12 sera située plus haut que ne l'est la pale 10 sur la dite figure 6 ; en conséquence, le rotor suivra l'inclinais on du mat qui est à l'origine de l'effet de commande décrit.
Il est entendu que pour permettre le fonctionnement correct du mécanisme de commande, objet de l'invention, une certaine vitesse de rotation du rotor doit être maintenue, suivant la raasse de corde de la structure des pales et l'angle formé par l'axe a-a par rapport à l'axe longitudinal L-L des pales.
En effet, lorsque le rotor se déplace à une vitesse inférieure à la vitesse nécessaire ou s'il est stationnaire, la tringletie commandant le mécanisme des pelés tend à rompre l'équilibre de celles-ci, Par exemple, si l'on se réfère de nouveau à la fi 'ure 6 et si l'on suppose le rotor stationnaire, dans le cas où un vent transversal s'attaque à la pale 10 et détermine son élévation par pivotement autour de l'axe a-a, l'augmentation résultante de l'angle d'attaque de la pale 10 provoquera une élévation plus violente de la pale et le rotor aura tendance à flotter jusqu'au, moment où il sera bloqué par
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des rencontres des pales avec les parties fixes de l'appareil.
Toutefoïs, lorsque le rotor est stationnaire le danger d'appli- 'quer de trop grands efforts au mat et à la structure du rotor est réduit.
Ainsi, l'un appréciera que l'invention garantit une protection pour le mât du rotor et pour la structure des' pales contre les chocs excessifs et les charges, de flexion qui rêsul- tent normalement d'un battement excessif de la structure: des pales.au cours du fonctionnement du rator; l'invention prévoit également l'auto-équilibrage du'rotor par rapport à l'appareil aérien- et évite l'inclinaison du plan'de la trajectoire de l'ex- trémité des pales du rotor engendrée par un courant d'air trans-' ' versai.
On comprendra également que la description ci-dessus ne concernant que quelques uns des modes de réalisation de, l'invention, celle-ci n'est pas limitée à ces exemples, plu-
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sieurs modifications pouvant lui êtreapportées'âans sortir de l'esprit de l'invention.
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1. Dispositif pour commander le battement d'un aéronef à ailes tournantes comportant un arbre moteur et au moins une pale de rotor articulée au dit arbre et dans lequel l'axe de la pale ou des pales rencontre l'axe de l'arbre, caractérisé en ce que l'axe de pivotement de la pale ou des pales- sur l'arbre est disposé en arrière de l'axe longitudinal de la pale ou des pales par rapport au sens de rotation du rotor.
3. Dispositif selon 1, caractérisé en ce que l'axe de- pivotement-et l'axe longitudinal de la pale ou des pales forment un angle aigu.
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Improvements to aerial vehicles
The present invention relates to aerial vehicles with rotating wings, and more especially to rotor control devices for helicopters and similar apparatus.
One of the characteristics of the invention consists in providing a perfectiunné mounting of the rotor and control devices by which the degree of flapping of the rotor is limited while avoiding undesirable forces on the mast of the rotor and on the structures of the blades.
Another characteristic of the invention consists in providing a helicopter in which the rotor is self-balancing with respect to the aerial apparatus.
Another object of the invention is to provide a rotor which does not undergo the inclination of the plane traced by the end of the blades by the effect of a transverse current.
Finally, another characteristic of the invention consists in realizing the characteristics stated above by means of a rotor control mechanism in which the ascending forces tending to move the rotor are employed to effect the counter-control thereof. ci, which distinguishes it from a mechanism which allows at the beginning of the effective movements of the plane traced by the end of the blades for trans-
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blocking these movements into control effects opposing the tendency of the rotor to tilt more, as has been done previously.
Other characteristics and advantages of the intention will emerge from the description below -, -, near, .xiec reference to the appended drawing, in which:
Figure 1 is a schematic perspective view of a two-bladed rotor assembly and of the slow-bat control device according to the invention.
Figure 2 is a similar view of another form of rotor and control devices established in accordance with the invention.
L-. Figure 3 is a partial side elevational view of the rotor hub and flap control device of Figure 2,
Figure 4 is a view similar to Figure 2, 'lais showing another:, iodine embodiment of the rotor comma-nde device according to the invention.
Figure 5 is a partial sectional view of part of the rotor control device of Figure 4.
FIG. 6 represents another --iode of embodiment of the invention relating to an assembly of the rotor - and to a control device.
The present invention provides a rotor either of the single blade type or of the diametrically opposed double blade type mounted on an airplane fuselage by means of a transmission device allowing universal inclination of the rotor. In each case the rotor and the hub mounting assembly constitute a dynamic system, the hub of which is located along the longitudinal axis of the blades and along the minor axis of the blades or chord axis. For example, as shown in Figure 1, the rotor may include blades 10, 11, 12 originating from an annular hub 14 which is. articulated thanks to
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diametrically opposed axes 16-16 on a ring 18.
This in turn is supported by an axis 19 arranged transversely to the axes aligned 16-16; the shaft 19 is supported by the upper end of the rotor drive shaft 20. Thus, it will be appreciated that the blades receive their gyratory movement from the shaft 20, while the rotor blades and the entire hub can be tilted freely in any direction relative to the shaft 20; it will also be noted that the blade-hub assembly can be represented schematically as having masses arranged as indicated in m1-m2.
Shaft 20 supports a rotor flap stop or limitation device 22 which is shown to include an L-shaped bracket attached at one end to the drive shaft 20. of the rotor so as to rotate therewith, extending radially from this shaft and terminating in a part 24 in the form of a stop directed upwards and which is thus disposed just below the hub 14 in a position given behind the rotor blade 10 such as along an axis aa which intercepts the axis of the shaft,? 0 and which is angularly displaced with respect to the longitudinal axis 1-1 of the rotor blades so to achieve an angle d between these two axes.
The stopper is preferably disposed behind the angle 0 \ of at least 5 while theoretically being able to reach 90; although values of more than 45 for the angle 0 (determine a gradually decreasing efficiency from the point of view of efficiency. Accordingly it will be understood that the value of the angle will be adjusted in such a way. to provide the desired degree of control sensitivity to the device, as will be explained more fully below.
The rotor mounting and the beat control arrangement shown in Figure 1 are designed to function.
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operate automatically to limit the flapping of the rotor while avoiding excessive forces in the rotor and in the @ mechanisms of the hub and the assembly, for example, while the mast or the rotor drive shaft is normally arranged in a vertical position and that the rotor turns around this shaft without outside intervention,
if the axis of the rotor is tilted upwards in the direction of the blade 10 as shown in FIG. 1, the stopper 84 will be raised relative to the hub 14 in a position lying just behind the birth of the blade 10.
If the intervention which determined such a displacement of the rotor shaft relative to the structure is sufficient to cause the stop 24 to bear upwards against the hub 14, such impact of the stop device against the hub will provide a force tending to apply a torsional force to the means around the axes 16-16 so as to impart the upward accelerations to the mass ml and to detect its plane of rotation so as to incline it relative to its initial position. This effect occurs because the span mass of the rotor structure is invariably much greater than the chord mass of the rotor.
According to the laws that govern rotating masses, the maximum displacement of the plane of rotation of a mass occurs at a point 90 from the point of impact causing the displacement. Consequently, when the blade 12 reaches an advanced position of 90 in relation to its position at the point where it received the displacement shock, it will have an increased angle of attack which will automatically increase the upward forces acting on them, which determines the elevation of the blade 12 during the 90 following its rotation.
Therefore, when the blade 12 reaches the position occupied by the blade 10 in Figure 1, the blade 12 will be at a height greater than that of the blade 10 as shown in Figure 1 and it will have risen by moving away, from the
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stopper 24; and this type of control action will continue so as to effectively maintain the plane of the rotor tip trajectory substantially perpendicular to the shaft 20.
Referring to the subsequent operation of the invention, it can be explained that if the stopper 24 was to be placed so as to contact the hub in the quadrant located at the front of the leading edge of the blade 10, (instead of behind the trailing edge of the latter) the consequences resulting from the impact of the stop device against the hub would have an unbalancing effect and would lead to a deviation the plane of the path of the end of the rotor relative to the shaft 20 of the rotor.
In some examples of application of the invention to. a helicopter apparatus it may be desirable to mount auxiliary weights on the rotor structure at positions approximately occupied by the schematic masses ml-m2 in Figure 1, so that the control effects according to the invention are manifested. at practical speeds of rotation of the rotor.
For example, Figures 2 and 3 show a rotor structure as well as a control device constructed in accordance with the principles of Figure 1 while employing auxiliary masses shown at 31-32 which are supported by guy ropes.
Corresponding 33-34 which extend in a diametrically opposite direction from the hub 14 in a direction transverse to the longitudinal axis of the structure of the rotor blades.
Thus, the cord inertia of the rotor blade device is increased and the stability of the rotor device in its plane of rotation will be correspondingly increased.
As has been indicated more clearly in the figure
3, in present practice, a pair of stops as indicated at 35-36 will be arranged to extend upwardly from opposite ends of a supported crossbar 37.
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by the rotor drive shaft in order to achieve the object of the invention more effectively.
The distance between the stops and the rotor hub is preferably adjusted so as to provide the rotor with a limited degree of independence from the mast, which is intended to leave a slight oscillatory movement. of the mast while the rotor is maintained in a horizontal plane; however, whenever a serious strain is applied to the mast, the rotor is guided by means of the automatic control device of the invention in order to maintain substantial perpendicularity with the mast.
While .. in the polications of the invention described above the axis aa of constraint of the rotor was in a fixed position relative to the mast and that its rotation described a disgosed plane perpendicular to the mast, FIGS. 4 and 5 show an application in which a pilot control device is provided to tilt this plane of rotation, whereby the pilot of the aircraft can steer the aircraft in any direction by controlling the direction of the elevation vector of the plane. rotor.
As shown in Figures 4 and 5, the hub 14 is equipped with a control arm 40 extending radially which is connected, by means of a connecting device 42 to toggle. the upper end of the control rod 44 disposed parallel to the mast 20 of the rotor. A fork 46 is also supported by the mast 80 to rotate therewith and extends radially from the axis of the rotor to very freely grasp said control rod 44 to cooperate with the arm. 40 by guiding the rod 44 to make it rotate around the mast 20 while it remains parallel to the latter.
At its lower end, the rod 44 is connected by means of a toggle member 48 to the raceway or rolling ring 50 of a ball-joint plate device comprising
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, balls 52 as well as an inner ring 54 which has an inner shape allowing it to adapt and to be able to tilt in all directions around a spherical part 56 at the end of a tubular housing 58. This last surrounds the lower end of the mast 20 of the rotor and it is flared in
59 to be fixed to any part of the structure of the apparatus, thus being adapted to act as a bearing-support for the mast 20 of the rotor.
A lever 60 is rigidly connected to the inner race 54 of the bearing and extends outward and downward to allow manual control by the pilot of the aircraft to allow movement of the device. plane of the ball joint plate device in the desired direction.
Thus, the aerial apparatus can be steered in any desired direction while still understanding the automatic stability and flap control characteristics mentioned above. In the case of the present invention, the direction of the inclination of the plane of the path traversed by the end of the rotor blades is the same as that of the control forces due to the action of the pilot. Accordingly, the present invention constitutes a completely new method of controlling a rotor which is stability by means of an artificial horizon; and one of the main characteristics of the present invention is that the control effects of this artificial horizon are proportional to the control forces which are imparted by the pilot to the control lever.
FIG. 6 shows another application of the invention to a two-bladed rotor which comprises a hub 70 articulated on the upper end of the drive shaft or mast 20 by means of a transverse axis 72. The latter. ci extends along the geometric axis aa which is at an angle to the longitudinal axis of the rotor blade structure and which corresponds to the angle [alpha] of Figures 1-4;
heavy masses can be used if desired in 31-32 as in the case of figures
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res 2-4 to increase the chord mass of the blade structure, as explained above. it will be understood that in the case of an application of the invention, said cord masses of the structure of the blades can be replaced, if desired, by any suitable device as stated above or else, for example, by using a more massive hub arrangement, or by any other suitable method which may be preferable. The operation of the mechanism of Figure 6 can be explained, for example, by assuming that the mast 30 tilts upward towards the blade 10 as shown in Figure 6.
The inertia mass 31 will thus be pushed upwards and reach the apex of its elevation at a position 90 farther on its rotational orbit thereby increasing the angle of attack of the blade 12 in such a way that when this blade 12 reaches the position occupied by the blade 10 in FIG. &, said blade 12 will be located higher than the blade 10 is in said FIG. 6; consequently, the rotor will follow the inclination of the mast which is the origin of the described control effect.
It is understood that to allow the correct operation of the control mechanism, object of the invention, a certain speed of rotation of the rotor must be maintained, depending on the chord rate of the structure of the blades and the angle formed by the axis. aa with respect to the longitudinal axis LL of the blades.
Indeed, when the rotor moves at a speed lower than the necessary speed or if it is stationary, the linkage controlling the mechanism of the pelés tends to upset the balance of the latter, For example, if one refers again to fi 'ure 6 and assuming the rotor stationary, in the event that a cross wind attacks blade 10 and determines its elevation by pivoting around axis aa, the resulting increase in the angle of attack of the blade 10 will cause the blade to rise more sharply and the rotor will tend to float until, when it is blocked by
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the meeting of the blades with the fixed parts of the device.
However, when the rotor is stationary the danger of applying too much stress to the mast and the rotor structure is reduced.
Thus, one will appreciate that the invention provides protection for the rotor mast and for the structure of the blades against excessive impact and bending loads which normally result from excessive flapping of the structure: blades during operation of the rator; the invention also provides for the self-balancing of the rotor with respect to the aerial apparatus and avoids the inclination of the plane of the trajectory of the end of the rotor blades generated by a current of trans air. - '' said.
It will also be understood that as the above description relates to only a few of the embodiments of the invention, it is not limited to these examples, more
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sieurs modifications can be brought to it'âans departing from the spirit of the invention.
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1. Device for controlling the flapping of an aircraft with rotary wings comprising a drive shaft and at least one rotor blade articulated to said shaft and in which the axis of the blade or blades meets the axis of the shaft, characterized in that the pivot axis of the blade or blades on the shaft is disposed behind the longitudinal axis of the blade or blades with respect to the direction of rotation of the rotor.
3. Device according to 1, characterized in that the pivot axis and the longitudinal axis of the blade or blades form an acute angle.
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