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Voilure tournante, notamment pour hélicoptères.
.Priorité de la demande de Brevet déposée aux Etats Unis le 3 Juin 1947,aux noms de Stanley HILLER, Jr. et Joseph STUART
La présente invention se rapporte aux autogyres ou appareils à -voilure tournante tels que les hélicoptères, et concerne plus particulièrement une commande perfectionnée applica- ble aux hélicoptères du type il un seul rotor de sustentation et à deux rotors de sustentation tournant en sens inversés.
C'est un fait bien connu qu'un hélicoptère à un seul rotor de sustentation comportant une commande directe simple est d'une direction de vol difficile, et le maniement du "manche à balai" s'est avéré en général minutieux et délicat, pr%pcipale- ment sur les petits hélicoptères. Cette particularité est surtout vraie pour le vol en plané, et on a pu montrer que ce type d'hélicoptères capotait et s'abattait au sol avant que le pilote ait entièrement conscience de sa position difficile.
Des recherches ont permis de déterminer que la difficul- té réside, dans'ce type d'hélicoptères, dans les caractéristiques
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de sensibilité de leur commande, et que les principales difficultés pour assurer le vol normal d'un hélicoptère de ce type proviennent d'une oscillation commandée de roulis allant en s'amplifiant avec une période relativement courte. On remédie à. ces difficultés en réalisant la sensibilité uniforme et réduite désirablepar utilisa- tion d'un rotor à servo-commande dirigé par le pilote, dont le pas cyclique est déterminé par le pilote, et qui commande à son tour le pas cyclique du ou des rotors de sustentation.
On a dépendant déjà proposé d'utiliser un rotor auxiliaire pour servir à corriger la rotation de l'hélicatère en sens inverse du rotor, par exemple dans le brevet américain Oehmichen N0 1.800.470, du 14 Avril 1931, et dans les, brevets anglais correspondants N0 272.871 du 8 Juillet 1928 et 302.752 du 27 Décembre 1928 . Toutefois, les dispositifs de ces brevets n'assurent pas un effet d'asservissement dans la commande cyclique du pas du rotor.
L'un des buts principaux de l'invention est de réaliser un hélicoptère remédiant aux difficultés indiquées plus haut', et qui soit d'une commande de vol essentiellement facile.
Un autre but de l'invention est de réaliser un hélicoptère qui élimine la lourdeur ou inertie du manche à balai, la tendance à la divergence de la commande et l'irrégularité du fonctionnement.
L'invention a également pour but de réaliser un hélicop- tère comportant un serve-dispositif pour la commande des rotors, dans lequel la commande du manche à calai soit transmise au rotor ou aux retors de sustentation principaux par l'intermédiaire d'un servo-dispositif ou d'un rotor de commande dont la sensibilité soit uniforme et ait une valeur qui rende aisée la commande du vol de cet hélicoptère .
D'autres buts et avantages apparaîtront de la description qui va suivre, faite en regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples limitatifs, et sur lesquels :
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La fig. 1 est une vue en plan d'un hélicoptère à un se,il- rotor de sustentation matérialisant l'invention.
La fig. 2 est une vue en élévation de cet hélicoptère, certaines parties du fuselage ayant été supprimées.
La fige 3 est une vue 'en plan partielleet plus grande échelle du moyeu du rotor et de son montage.
La fig. 4 est une vue en élévation avec coupe partielle de la tourelle de commande et du rotor monté sur celle-ci, cette vue étant prise comme indiqué par la ligne 4-4 de le fig. 3.
La fig. ,5 est une vue en élévation avec coupe partielle de la potence de commande supportant et entraînant le rotor de sustentation' et le mécanisme de commande associé à celui-ci.
La fig. 6 est une vue en coupe horizontale par la ligne 6--6 de la fig. 5.
La fig. 7 est une vue schématique en. perspective d'une variante de construction d'un hélicoptère à un seul rotor de sustentation dans lequel le rotox de commande est écarté axialement du rotor de sustentation.
La fig. 8 est une vue en coupe schématique montrant une autre variante encore de construction d'un hélicoptère à un seul rotor de sustentation muni du nombre de pales désiré, à la fois pour le rotor de sustentation et pour le rotor de commande.
La fig. 9 est une vue en coupe schématique d'un rotor d'hélicoptère du type comportant des rotors de sustentation coaxiaux tournant en sens inverses.
Si l'on se reporte à la fig. 1, on a représenté d'une façon quelque peu schématique un hélicoptère comportant un corps ou bâti 10 formé par des poutrelles tubulaires portant le train d'atterrissage 11. Ce corps comprend un fuselage 12 supporté de façon convenable par l'ensemble du bâti 10 . L'hélicoptère renferme également une source d'énergie ou moteur à combustion interne 13 disposé immédiatement derrière une cabine de pilotage comprenant
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un siège 14, une commande 16 du papillon d'admission pour le moteur, un mancheà balai 17. de commande de la direction, auquel on se reportera plus loin et un palonnier 18 . Il est également prévu une tourelle de commande 19 portant la voilure 21 comme décrit plus loin.
Cette tourelle de commande comprend également un arbre moteur 22 entraîné par l'intermédiaire d'un mécanisme d'engrenages 23 et d'un embrayage convenable à partir du moteur 13.
L'hélicoptère est muni d'un rotor de queue ariticouple 24 entraîné par un arbre à partir du moteur, d'une manière en soi connue.
La voilure 21 de l'hélicoptère est montée pour pouvoir s'incliner de façon universelle et sous l'effet d'une commande autour de deux axes perpendiculaires, l'un de ces axes coïncidant avec l'axe longitudinal de la voilure.'
Si l'on se reporte aux figs. 3, 4 et 5, les deux éléments de voilure ou pales du rotor sont serrées chacune par leur extré- mité interne entre des flasques 31 faisant saillie ('une traverse ou d'un tronçon d'arbre de montage 32 qui est logé dans une cavité annulaire 33 du moyeu de support 34 . L'arbre de montage 32 est muni d'une bride annulaire 36 coïncidant avec une bride analogue
37 du moyeu de support 34 pour recevoir les flasques de serrage) opposés 38 associés à des boulons de fixation et de serrage 39.
Le moyeu de support 34 est muni de bossages opposés 41 perforés pour recevoir des tourillons ou éléments de paliers opposés 42 d'un support universel à la cardan 43 destiné à supporter la voilure pour lui permettre de s'incliner autour de l'un de ses axes lon- gitudinaux.
Le support à la cardan 43 (Figs. 3 et 4) est également muni de tourillons opposés 46 qui tourillonnent dans des bossages opposés 47 du prolongement en fourchette de l'arbre de commande 22.
Les tourillons 46 permetbant l'inclinaison de la voilure autour d'un axe transversal à sa longueur.
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Dans la réalisation représentée, le rotor de commande comprend des pales opposées analogues 56 comportant chacune un arbre de support 51 (Figs. 1, 3 et.4) fixé sur le, moyeu 54, sur un axe perpendiculaire à l'axe longitudinal du rotor de sustenta.--' tion ou de la voilure. Un manchon de support 52'est porté par l'arbre 51 pour permettre son réglage par rotation, ce manchon tourillonnant sur cet arbre par des paliers 53 et 54 écartés l'un de l'autre, et portant à son extrémité externe un prolongement tubulaire 55 sur lequel est montée une pale 56.
Pour commander le réglage par rotation des pale;;) du -rotor de commande autour de son axe longitudinal,un bras pendant de réglage du pas 57 est fixé sur le manchon de support 52 (Figs. 4 et 5), 'ce bras 57 étant relié par un joint à rotule à un arbre de support transversal 58 tourillonnant dans des paliers opposés 59 à l'extrémité supérieure d'une biellette 61.
La biellette 61 est munie à son extrémité inférieure de bossages opposés 62 sur lesquels est monté de façon pivotante un bras 63, à l'aide d'une goupille 64. Le bras 63 tourillonne à son extrémité interne et inférieure dans une paire de paliers opposés prévus dans des bossages écartés 66 portés par une plaque verticale 67 sur l'anneau universel- 68 du mécanisme d'os cillation. L'anneau universel interne 68 pivote sur dès ourillons opposés 69 d'un moyeu 71 calé sur l'arbre de commande 22.
L'anneau universel interne 68' est muni d'un autre jeu de tourillons 72 pivotant dans l'anneau universel externe 74. du mécanisme d'oscillation, et cet anneau universel externe 74 tourillonne par des paliers 76 dans l'anneau de commande externe 77 du mécanisme d'oscillation. Pour empêcher la rotation de l'anneau de ! commande externe 77, une biellette convenable 78 est interposée par des joints à rotule convenables entre l'anneau 77 et un élément immobile convenable du bâti de l'hélicoptère. Le manche à balai 17 (figs. 5 et 6) est fixé sur l'anneau de commande externe 77.
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On remarquera d'après la description qui précède que le manche à balai et le mécanisme d'oscillation sont reliés pour as- surer le réglage cyclique du pas des deux palés du rotor de comman- de monté pivotement universel, et que le rotor de commande lui- même prend un plan de rotation lors du réglage du pas, et s'incline par suite pour assurer le réglage cyclique du pas du rotor de sustentation autour de son axe longitudinal.
Bien que l'on puisse prévoir différentes formes et agencements du rotor de commande pour des dimensions données pour un rotor de sustentation a yant une longueur hors tout d'environ 7,20 mètres, un fonctionnement satisfaisant a été obtenu avec une surface de sustentation ou en plan de chaque pale du rotor de commande de 100 cm2, les centres géométriques des pales du rotor de commande étant écartés l'un de l'autre de 1,80 mètres. D'une façon générale, pour des conditions de sécurité, le rotor de commande doit' avoir un angle de sustenta- tion minimum élevé et, sur cet hélicoptère, une pale donnant une projection plane carrée s'est avérée satisfaisante dans la pratique.
D'une façon générale, la forme et les proportions du rotor de commande et de la timonerie associée, qui son-t indépon- d,antes des caractéristiques de sustenta-tion recherchées dans un rotor de sustentation, peuvent être étudiées pour obtenir les caractéristiques de commande et de sensibilité désirées. On remar- quera à ce sujet que le rotor de commande a un profil aérodynamique et présente un faible allongement et un faible rayon, de sorte que la vitesse de réaction du rotor de commande es-t fixée à une valeur relativement réduite par comparaison avec le rotor de sustentation, qui présente un allongement élevé et un rayon sensiblement plus grand.
De cette manière, on peut obtenir pour la réaction du rotor une sensibilité suffisamment faible pour que le rotor de commande soit à chaque instant sujet aux réactions même d'un pilote relativement inexpérimenté. Cette caractéristique est
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particulièrement importante dans les hélicoptères de petite taille.
Il est en général désirable de choisir les valeurs de commande du rotor pour obtenir un taux maximum de roulis de l'hélicoptère d'environ 0,5 radian par seconde, pour que cette sensibilité réduite désirable demeure uniforme tant que le rotor de commande n'est pas réglé pour provoquer une sustentation quelconque de l'hélicoptère. On remarquera également qu'il n'existe pas de relation mécanique directe entre le manche à balai et les pales du rotor de sustentation, de sorte que ,le manche à balai n'est pas soumis à brutale du rotor de sustentation et eut d'un réglage ou maniement relativement facile et doux.
En ce qui concerne l'utilisation d'un rotor de commande, il est nécessaire de remarquer que la valeu-r de l'équilibrage au quart de la corde peut être réduit au minimum, nécessaire pour éliminer le battement.
Si l'on se reporte à la fig. 7, on a représenté sché- matiquement un rotor d'hélicoptère du type à deux pales de rotor unique utilisant un rotor de commande ou servo-moteur 56 monté de façon universelle par un mécanisme 81 autour de l'arbre d'entraînement 22, de la manière habituelle, mais déplacé axiale- ment par rapport au montage universel du rotor de sustentation 21.
On remarquera que le rotor de commande 56 est lui-même commandé par un mécanisme d'oscillation 68 qui peut être de tout type désiré, par l'intermédiaire de biellettes de commande convenables 80. Le rotor de commande 56 est associé à son tour pour pouvoir ' commander le pas des pales du rotor de sustentation 21, par l'intermédiaire de biellettes convenables 80 et de bras de réglage du pas 79 qui font' saillie selon un angle de 90 des pales 21 pour rejoindre les biellettes associées 80.
Le rotor de commande ou servo-rotor peut également coulisser axialement sur l'arbre pour impartir un réglage de pas d'ensemble au rotor de sustentation en
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vue du mouvement ascensionnel ou de descente de l'hélicoptère et, pour cette raison, on peut préférer la variante de la fig. 7, tan- dis que ce déplacement est commandé d'après la réalisation de la fig'. 1 par l'ouverture du papillon.
On remarquera sur la fige 7 que le rapport d'entrée
R1 -- est supérieur à 1, t&ndis que le rapport de sortie R3
R2 R4 est inférieur à 1, comme montré dans la description qui précède.
Il est généralement désirable que le rapport d'entrée depuis le manche ou le mécanisme d'oscillation, en vue du réglage du rotor de commande, soit supérieur à 1 pour fournir une gamme importante d'amplitude cyclique des pales du -rotor de commande et permettre par suite au pilote de combattre les déviation;;) locales d'écoulement d'air sur le rotor de commande lors du vol -vers l'avant par des modifications minima hors de la position neutre du manche à balai. En général, le rapport de sortie du rotor de commande ou servo-roter au rotor de sustentation peut être infé- rieur a 1 pour accroître l'efficacité du rotor de commande et permettre ainsi d'utiliser un rotor de commande de dimensions minima.
Si désire, une 'valeur choisie convenable du montage en delta à trois éléments peut être utilisée entre le rotor principal et le rotor de commande pour éliminer la réaction latérale du manche à 'balai- en vol -vers l'avant. Elle peut être également utilisée dans toute partie du système de commande pour le réglage de la fréquence de battement.
On remarquera des descriptions qui précèdent des deux variantes des figs. 1 et 7 que, puisque le servo-rotor de commande forme des pales, ces pales ont un effet de réaction dans l'air, car elles sont soumises à la commande cyclique du pas par le mé- canisme d'oscillation. Elles engendrent elles-mêmes une force résul- tante de cet effet de réaction, qui fournit à son tour le servo- effet pour donner l'accroissement désiré dans la .commande cyclique du pas des piles du rotor principal, pax l'intermédiaile de la
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timonerie entré le servo-rotor et les pales du rotor principal.
On se souviendra à ce sujet, comme indiqué précédemment, que les pales du servo-motor sont relativement petites et ne pré- sentent pas de caractéristiques de sustentation notables pour le support de l'hélicoptère. Elles ne- contribuent donc pas nécessaire- ment à la sustentation de cet hélicoptère. Il se présente également une -vitesse de réaction inhérente plus lente du rotor de commande au réglage 'qui lui est fourni par le manche à balai que lors du réglage direct des pales du rotor principal à partir du manche à balai. Cette vitesse de réaction associée à la facilité du réglage des pales du servo-rotor assure la sécurité du fonctionnement par comparaison aux agencements utilisés jusqu'ici, dans lesquels les pales du rotor principal sont commandées directement.
Cette particularité est due au fait que, dans ce dernier cas, la réaction au réglage est si rapide, en toute .relativité, qu'il est difficile pour lepilote, à moins d'un entraînement très poussé, de remarquer l'effet de ce réglage en vue d'éviter une déviation trop grande. En conséquence, il doit virtuellement "combattre" le manche à, balai. Avec le mécanisme objet de l'inven- tion, puisque celui-ci fournit une sensibilité uniforme et réduite, le pilote a amplement le temps d'effectuer les réglages convenables sans les dépasseret avec un effort très faible de sa part.
La fig. 8 représente un rotor de sustentation unique pour un hélicoptère comportant une ou plusieurs pales articulées ' par rotor de sustentation et un servo-rotor 56 associé à celui-ci et comprenant une ou plusieurs pales dans lesquelles le réglage collectif du pas est introduit dans le rotor de sustentation indépendamment du servo-rotor par l'intermédiaire de l'arbre 82 et de la biellette supplémentaire 83 associée à celui-ci et au rotor de commande. La commande du manche à balai est transmise au système par un mécanisme d'oscillation 68 de type habituel et
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de toute construction convenable, qui est relié par dos biellettes respectives 80 aux bras de réglage du 'pas 79 ,des pales de rotor 56.
La commande cyclique du pas des pales du rotor principal 21 leur est à son tour transmise à partir du plan de rotation dé- termine par le servo-rotor 56 par l'intermédiaire ci'une timonerie convenable comprenant la biellette supplémentaire indiquée précédemment et reliée aux bras de réglage du pas 79 des pales du rotor principal, qui ont même construction et même montage que ceux représentés en fig. 7. Ce système convient au.x hélicon- tères mono-rotors Û. plus de deux paleu. Dans ce cas, on utilise trois ou un plus grand nombre de pales pour le rotor de commande en vue de définir un plan plutôt qu'une ligne pour la commande cyclique du pas des pales du rotor de sustentation.
On remarquera, que la -variante de réalisation représentée en fige 8 diffère de celles décrites précédemment par le fait que les figs. 1 et 7 ne considèrent que l'existence de deux pales dans le rotor de sustentation.
La fig. 9 représente schématiquement le servo-rotor dans- son application au rotor doubie coaxial dont les deux parties- tournent en sens inverses, dans lequel le rotor de commande 56 est interposé entre les deux rotors de sustentation 21 et 2la les rotors de sustentation pouvant avec ce système avoir (jeux pa- les ou plus par rotor.
On observera que le rotor de commande de la fig. 9, en ce qui concerne lemécanisme d'oscillation, les timoneries de liaison et les bras de réglage du pas, est.analogue à ceux décrits précédemment, la commande du mécanisme d'oscillation étant -transmise au rotor de commande et la commande des rotors de sustentation étant obtenue à partir du rotor de commande conjointe- ment au réglage collectif du pas des pales tournant en sens inver- ses des rotors de sustentation.
Quel que soit le nombre des pales utilisées dans un rotor de sustentation de ce type, on. remarquera que le rotor de commande doit comporter trois pales ou plus pour définir un plan complet de rotation servant de référence en vue - d'effectuer la commande cyclique du pas des pales de sustentation.
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Bien'que la description qui précède ait considéré prin-, cipalement l'application de l'invention aux hélicoptères'de petite 'taille, on comprendre que l'invention est également applicable aux hélicoptères de grandes dimensions ou autres autogyres dans les- quels l'effet d'asservissement peut être utilement employéà la commande du réglage du pas du rotor de sustentation et, dans ces hélicoptères de grandes dimensions, la forme du rotor de commande peut être plus conventionnelle. Par exemple, le rotor de commande peut être considérablement plus grand que le rotor du type à pales courtes représenté sux les dessins, et peut' avoir'approximativement la taille des rotors de sustentation. Il peut avoir également un allongement notablement supérieur à 1.
Il va de soi que, sans sortir du cadre de l'invention, on pourra apporter des modifications aux réalisations qui viennent d'être décrites.
REVENDICATIONS 1.- Hélicoptère comportant un rotor de sustentation, un rotor de serve-commande relié à ce rotor de sustentation poux as- surer le réglage cyclique du pas de celui-ci, et des organes de commande pour effectuer le réglage cyclique du pas du rotor de serve-commande.
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Rotary wing, especially for helicopters.
Priority of the patent application filed in the United States on June 3, 1947, in the names of Stanley HILLER, Jr. and Joseph STUART
The present invention relates to autogyro or rotary wing apparatus such as helicopters, and relates more particularly to improved control applicable to helicopters of the type II with a single lift rotor and with two lift rotors rotating in reverse directions.
It is a well-known fact that a single lift rotor helicopter with simple direct control has a difficult direction of flight, and the handling of the "joystick" has been generally meticulous and delicate. mainly on small helicopters. This characteristic is especially true for gliding flight, and it has been shown that this type of helicopter flips over and falls to the ground before the pilot is fully aware of his difficult position.
Research has shown that the difficulty in this type of helicopter lies in the characteristics
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sensitivity of their control, and that the main difficulties to ensure the normal flight of a helicopter of this type arise from a controlled oscillation of roll increasing with a relatively short period. We remedy. these difficulties in achieving the uniform and reduced sensitivity desirable by using a pilot-driven servo-controlled rotor, the cyclic pitch of which is determined by the pilot, and which in turn controls the cyclic pitch of the pilot-driven rotor (s). sustenance.
It has already been proposed to use an auxiliary rotor to serve to correct the rotation of the helix in the opposite direction of the rotor, for example in the American patent Oehmichen No. 1,800,470, of April 14, 1931, and in the English patents correspondents N0 272,871 of July 8, 1928 and 302,752 of December 27, 1928. However, the devices of these patents do not provide a servo effect in the cyclic control of the pitch of the rotor.
One of the main objects of the invention is to provide a helicopter which overcomes the difficulties indicated above, and which is essentially easy to control the flight.
Another object of the invention is to provide a helicopter which eliminates the heaviness or inertia of the joystick, the tendency to divergence of the control and the irregularity of operation.
The object of the invention is also to provide a helicopter comprising a servo-device for controlling the rotors, in which the control of the yoke stick is transmitted to the rotor or to the main lift twists via a servo. a control device or rotor, the sensitivity of which is uniform and has a value which makes it easy to control the flight of this helicopter.
Other objects and advantages will emerge from the description which follows, given with reference to the appended drawings given by way of limiting examples, and in which:
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Fig. 1 is a plan view of a helicopter with a lift rotor embodying the invention.
Fig. 2 is an elevational view of this helicopter, certain parts of the fuselage having been omitted.
Figure 3 is a partial plan view on a larger scale of the rotor hub and its assembly.
Fig. 4 is an elevational view with partial section of the control turret and the rotor mounted thereon, this view being taken as indicated by line 4-4 of FIG. 3.
Fig. , 5 is an elevational view with partial section of the control bracket supporting and driving the lift rotor 'and the control mechanism associated therewith.
Fig. 6 is a horizontal sectional view taken along line 6--6 of FIG. 5.
Fig. 7 is a schematic view in. perspective of an alternative construction of a helicopter with a single lift rotor in which the control rotox is axially spaced from the lift rotor.
Fig. 8 is a schematic sectional view showing yet another alternative construction of a helicopter with a single lift rotor provided with the desired number of blades, both for the lift rotor and for the control rotor.
Fig. 9 is a schematic sectional view of a helicopter rotor of the type comprising coaxial lift rotors rotating in opposite directions.
If we refer to fig. 1, there is shown in a somewhat schematic manner a helicopter comprising a body or frame 10 formed by tubular beams carrying the landing gear 11. This body comprises a fuselage 12 suitably supported by the entire frame 10. . The helicopter also contains a power source or internal combustion engine 13 arranged immediately behind a cockpit comprising
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a seat 14, a control 16 of the intake throttle for the engine, a joystick 17. for controlling the direction, which will be referred to later, and a rudder 18. There is also provided a control turret 19 carrying the airfoil 21 as described below.
This control turret also includes a motor shaft 22 driven by means of a gear mechanism 23 and a suitable clutch from the motor 13.
The helicopter is provided with an ariticouple tail rotor 24 driven by a shaft from the engine, in a manner known per se.
The wing 21 of the helicopter is mounted to be able to tilt universally and under the effect of a command around two perpendicular axes, one of these axes coinciding with the longitudinal axis of the wing.
If we refer to figs. 3, 4 and 5, the two airfoil elements or rotor blades are each clamped at their internal end between projecting flanges 31 (a cross member or a section of mounting shaft 32 which is housed in a annular cavity 33 of the support hub 34. The mounting shaft 32 is provided with an annular flange 36 coinciding with a similar flange.
37 of the support hub 34 to receive the opposing clamping flanges 38 associated with fixing and clamping bolts 39.
The support hub 34 is provided with opposing bosses 41 perforated to receive the journals or opposed bearing elements 42 of a universal gimbal support 43 intended to support the airfoil to allow it to tilt around one of its longitudinal axes.
The gimbal support 43 (Figs. 3 and 4) is also provided with opposed journals 46 which journal in opposed bosses 47 of the forked extension of the drive shaft 22.
The journals 46 allow the inclination of the airfoil around an axis transverse to its length.
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In the embodiment shown, the control rotor comprises similar opposite blades 56 each comprising a support shaft 51 (Figs. 1, 3 and 4) fixed on the hub 54 on an axis perpendicular to the longitudinal axis of the rotor. of sustenta .-- 'tion or wing. A support sleeve 52 ′ carried by the shaft 51 to allow its adjustment by rotation, this sleeve journaling on this shaft by bearings 53 and 54 spaced apart from each other, and carrying at its outer end a tubular extension 55 on which is mounted a blade 56.
To control the adjustment by rotation of the blades ;;) of the control rotor around its longitudinal axis, a pendant arm for adjusting the pitch 57 is fixed on the support sleeve 52 (Figs. 4 and 5), this arm 57 being connected by a ball joint to a transverse support shaft 58 journalled in opposed bearings 59 at the upper end of a link 61.
The connecting rod 61 is provided at its lower end with opposed bosses 62 on which an arm 63 is pivotably mounted, by means of a pin 64. The arm 63 is journaled at its inner and lower end in a pair of opposed bearings. provided in spaced bosses 66 carried by a vertical plate 67 on the universal ring 68 of the bone mechanism. The internal universal ring 68 pivots on the opposite bolts 69 of a hub 71 wedged on the control shaft 22.
The inner universal ring 68 'is provided with another set of journals 72 pivoting in the outer universal ring 74 of the oscillation mechanism, and this outer universal ring 74 is journalled by bearings 76 in the outer control ring. 77 of the oscillation mechanism. To prevent the ring from rotating! external control 77, a suitable link 78 is interposed by suitable ball joints between the ring 77 and a suitable stationary element of the frame of the helicopter. The broom handle 17 (figs. 5 and 6) is fixed to the external control ring 77.
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It will be noted from the foregoing description that the joystick and the oscillation mechanism are connected to ensure the cyclic adjustment of the pitch of the two blades of the control rotor mounted for universal pivoting, and that the control rotor itself takes a plane of rotation when adjusting the pitch, and consequently tilts to ensure the cyclic adjustment of the pitch of the lift rotor around its longitudinal axis.
Although different shapes and arrangements of the control rotor can be provided for given dimensions for a lift rotor having an overall length of about 7.20 meters, satisfactory operation has been obtained with either a lift surface or a lift surface. in plan of each blade of the control rotor of 100 cm2, the geometric centers of the blades of the control rotor being spaced from one another by 1.80 meters. In general, for safety conditions, the control rotor should have a high minimum angle of lift, and on this helicopter a blade giving a square planar projection has been found to be satisfactory in practice.
In general, the shape and proportions of the control rotor and the associated linkage, which are independent of the sustentation characteristics sought in a lift rotor, can be studied to obtain the characteristics. desired control and sensitivity. It will be noted in this connection that the control rotor has an aerodynamic profile and has a low elongation and a small radius, so that the reaction speed of the control rotor is set at a relatively low value compared with the lift rotor, which has a high aspect ratio and a significantly larger radius.
In this way, a sufficiently low sensitivity can be obtained for the reaction of the rotor so that the control rotor is at all times subject to the reactions even of a relatively inexperienced pilot. This feature is
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particularly important in small helicopters.
It is generally desirable to choose the rotor control values to achieve a maximum helicopter roll rate of about 0.5 radians per second, so that this desirable reduced sensitivity remains uniform as long as the control rotor is not activated. is not set to cause the helicopter to hover in any way. It will also be noted that there is no direct mechanical relationship between the joystick and the lift rotor blades, so that the joystick is not subjected to brutal lift rotor and had to. relatively easy and gentle adjustment or handling.
Regarding the use of a control rotor, it is necessary to note that the value of the quarter-chord balance can be reduced to the minimum, necessary to eliminate flapping.
If we refer to fig. 7, there is schematically shown a helicopter rotor of the type with two single rotor blades using a control rotor or servomotor 56 universally mounted by a mechanism 81 around the drive shaft 22, in the usual way, but displaced axially with respect to the universal mounting of the lift rotor 21.
It will be noted that the control rotor 56 is itself controlled by an oscillation mechanism 68 which may be of any desired type, via suitable control rods 80. The control rotor 56 is in turn associated for be able to control the pitch of the blades of the lift rotor 21, through suitable links 80 and pitch adjustment arms 79 which protrude at an angle of 90 from the blades 21 to meet the associated links 80.
The drive rotor or servo-rotor may also slide axially on the shaft to impart overall pitch adjustment to the lift rotor by
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view of the upward or downward movement of the helicopter and, for this reason, the variant of FIG. 7, while this movement is controlled according to the embodiment of FIG. 1 by opening the butterfly.
We will notice on fig 7 that the input report
R1 - is greater than 1, t & ndis that the output ratio R3
R2 R4 is less than 1, as shown in the above description.
It is generally desirable that the input ratio from the stick or oscillation mechanism, in view of adjusting the control rotor, be greater than 1 to provide a wide range of cyclic amplitude of the control rotor blades and allow the pilot to combat local deviations ;;) of the air flow on the control rotor during forward flight by minimum modifications outside the neutral position of the joystick. In general, the output ratio of the control rotor or servo-rotor to the lift rotor may be less than 1 to increase the efficiency of the control rotor and thus allow the use of a control rotor of minimum dimensions.
If desired, a suitable selected value of the three element delta assembly can be used between the main rotor and the drive rotor to eliminate side reaction of the joystick in flight forward. It can also be used in any part of the control system for adjusting the beat frequency.
Note from the above descriptions of the two variants of Figs. 1 and 7 that, since the control servo-rotor forms blades, these blades have a reaction effect in the air, since they are subjected to the cyclic control of the pitch by the oscillation mechanism. They themselves generate a force resulting from this feedback effect, which in turn provides the servo effect to give the desired increase in the cyclic control of the pitch of the main rotor stacks, through the intermediate of the main rotor.
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wheelhouse entered the servo-rotor and the main rotor blades.
It will be remembered in this connection, as indicated previously, that the blades of the servo-motor are relatively small and do not present notable lift characteristics for the support of the helicopter. They therefore do not necessarily contribute to the lift of this helicopter. There is also an inherent slower reaction rate of the control rotor to the adjustment provided to it by the joystick than when adjusting the main rotor blades directly from the joystick. This reaction speed combined with the ease of adjustment of the servo-rotor blades ensures operational safety compared to arrangements hitherto used, in which the main rotor blades are directly controlled.
This peculiarity is due to the fact that, in the latter case, the reaction to the adjustment is so rapid, in all relative terms, that it is difficult for the pilot, unless very thorough training, to notice the effect of this adjustment. adjustment in order to avoid too great a deviation. As a result, he must virtually "fight" the broomstick. With the mechanism which is the subject of the invention, since the latter provides uniform and reduced sensitivity, the pilot has ample time to make the appropriate adjustments without exceeding them and with very little effort on his part.
Fig. 8 shows a single lift rotor for a helicopter comprising one or more articulated blades' per lift rotor and a servo-rotor 56 associated therewith and comprising one or more blades in which the collective pitch adjustment is introduced into the rotor lift independently of the servo-rotor via the shaft 82 and the additional link 83 associated therewith and with the control rotor. The control of the joystick is transmitted to the system by an oscillation mechanism 68 of the usual type and
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of any suitable construction, which is connected by respective back links 80 to the pitch adjustment arms 79 of the rotor blades 56.
The cyclic control of the pitch of the blades of the main rotor 21 is in turn transmitted to them from the plane of rotation determined by the servo-rotor 56 through a suitable linkage comprising the additional link mentioned above and connected to the blades. pitch adjustment arm 79 of the main rotor blades, which have the same construction and same assembly as those shown in fig. 7. This system is suitable for Û single-rotor helicopters. more than two paleu. In this case, three or more blades are used for the control rotor to define a plane rather than a line for cyclic control of the pitch of the lift rotor blades.
It will be noted that the -variant embodiment shown in fig 8 differs from those described above in that Figs. 1 and 7 only consider the existence of two blades in the lift rotor.
Fig. 9 schematically represents the servo-rotor in its application to the double coaxial rotor whose two parts turn in opposite directions, in which the control rotor 56 is interposed between the two lift rotors 21 and 2a the lift rotors being able with this system have (clearances or more per rotor.
It will be observed that the control rotor of FIG. 9, with regard to the oscillation mechanism, linkage linkages and pitch adjustment arms, is similar to those previously described, control of the oscillation mechanism being transmitted to the control rotor and control of the rotors lift being obtained from the control rotor together with the collective adjustment of the pitch of the blades rotating in the opposite direction of the lift rotors.
Whatever the number of blades used in a lift rotor of this type, we. note that the control rotor must have three or more blades to define a complete plane of rotation serving as a reference in order to effect the cyclic control of the pitch of the lift blades.
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Although the foregoing description has mainly considered the application of the invention to 'small' helicopters, it will be understood that the invention is also applicable to large helicopters or other autogyro in which The servo effect can be usefully employed in controlling the pitch adjustment of the lift rotor, and in these large helicopters the shape of the control rotor may be more conventional. For example, the drive rotor may be considerably larger than the short blade type rotor shown in the drawings, and may be approximately the size of the lift rotors. It can also have an elongation significantly greater than 1.
It goes without saying that, without departing from the scope of the invention, it is possible to make modifications to the embodiments which have just been described.
CLAIMS 1.- Helicopter comprising a lift rotor, a servo-control rotor connected to this lift rotor to ensure the cyclic adjustment of the pitch thereof, and control members for effecting the cyclic adjustment of the pitch of the rotor. servo-drive rotor.