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HELICE A REGLAGE AUTOMATIQUE DES PAIES.
Les systèmes d'hélices connus jusqu'ici pour maintenir automatique- ment le régime du moteur en vol sont conçus de manière telle que le pilote con- trôle l'organe de réglage changeant l'angle de calage des pales soit directe- ment soit par l'intermédiaire d'un servo-dispositif. Le dispositif de réglage peut être monté soit à part et disposé alors sur le moteur, soit immédiate- ment sur l'hélice. Pour l'ajustage de l'hélice dans sa position de résistan- ce minimum il est indispensable que le pilote actionne un mécanisme particu- lier plaçant les pales d'hélice en cette position et qu'il interrompe pour ce- la l'allumage du moteur.
Ce dispositif amenant les pales de l'hélice dans la position de résistance minimum constitue, de règle, un élément indépendant disposé, d'une part, à la portée du pilote dans l'avion et, d'autre part, sur le moteur à proximité de l'hélice. Il est évident que le dispositif sus- mentionné n'est pas de nature à donner entière satisfaction aux exigences modernes pour tous régimes de vol en tant que dépendant, à une mesure consi- dérable, de l'attention et de l'expérience du pilote.
La présente invention a pour objet une hélice susceptible de maintenir un régime constant du moteur de manière à ce que le nombre de tours corresponde toujours à la plus parfaite utilisation possible du moteur et soit altéré automatiquement à la suite de tout changement de rendement du moteur occasionné par un changement de l'admission de combustible ayant pour consé- quence un changement du moment de torsion, les pales de l'hélice assumant au- toinatiquement à l'interruption de l'allumage du moteur leur position de résis- tance minimum et inversement au démarrage du moteur se déplaçant hors de-cet- te position dans la position fondamentale respective.
Pour accomplir les fonctions sus-mentionnées il ne faut aucune commande ou force supplémentaire, les dites fonctions étant réalisées automa- tiquement avec un effort minimum de la part du pilote. Simultanément il est possible, avec un choix convenable de la position des pales d'hélice, à une
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admission minimum déterminée dé gaz, d'atteindre un effet de freinage requis de l'hélice/poussée négative/, ce qui est désirable au vol en piqué et au roulement à l'atterrissage.
La construction de l'hélice est conçue de manière à permettre l'u- sage de deux hélices à réglage automatique à¯sens inverses de rotation et placées sur un arbre commun.. Une telle disposition présente, comme il est bien connu, les avantages suivants:
Amélioration du rendement de l'hélice, élimination des moments gyroscopiques et du moment de réaction de l'hélice, élimination du tourbil- lon agissant sur les surfaces de queue et possibilité d'usage des unités mo- trices importantes même dans les avions monomoteurs.
La réalisation constructive d'une hélice à réglage automatique des pales est subdivisée, à titre d'en faciliter l'explication du fonctionnement, en trois parties principales-formant, cependant, une entité intégrale, soit:
1. un dispositif pour maintenir automatiquement constant le régi- me une fois choisi du moteur,
2. un dispositif d'ajustage automatique de la pale en position de résistance minimum en cas d'arrêt du moteur, et
3. un dispositif rendant possible le changement des tours de l'hé- lice conformément au'.changement de la puissance du moteur à la suite d'une admission variée du combustible au moteur.
Les dessins annexés illustrent dans les
Fig. 1 une disposition schématique de l'hélice susceptible de maintenir automatiquement pendant le vol un régime constant du moteur;
Fig. 2 un ressort télescopique du dispositif régleur de l'hélice;
Fig. 3 une disposition schématique de l'hélice susceptible de main- tenir au vol un régime constant du moteur et à son arrêt d'ajuster automati- quement les pales dans leur position de résistance minimum;
Fig. 4 les caractéristiques du dispositif de réglage de l'hélice au régime minimum de croisière et maximum du moteur ;
Fig. 5 un détail du dispositif causant l'ajustage des pales d'hé- lice dans la position de résistance minimum;
Fig. 6 les positions de la pale d'hélice au démarrage de l'avion, à la vitesse minimum. et en position de résistance minimum.
1. Description. du dispositif de 1-'hélice--Pour maintenir automatiquement un régime constant du moteur (fig.1).
L'hélice consiste du moyeu 1 d'hélice fixé sur l'arbre du moteur entraînant la pale 2 d'hélice. La pale d'hélice est supportée de manière à pouvoir tourner autour de l'axe Y et est pourvue, à sa racine, d'une denture conique 3 et d'une bride 4 prenant appui des deux cotés aux roulements à bil- les. Le roulement à billes supérieur 16 est destiné à recevoir les forces centrifuges de la pale d'hélice ainsi que les moments de flexion et les ef- forts de cisaillement résultant sur la pale d'hélice par suite des forces aériennes. L'avantage de cet arrangement consiste, en dehors de la simplici- té de construction, dans le fait qu'un minimum relatif de résistance de frottement est obtenu lors de l'orientation de la pale d'hélice nécessitant donc un moindre effort de la part du dispositif de réglage.
A l'intérieur de la cavité de la partie inférieure de la pale d'hélice un poids 5 mobile est relié à la douille cylindrique 7 par l'inter- médiaire d'une bielle 6. La dite douille est tournable autour de l'axe X et entraîne l'engrenage conique 8 ainsi que l'engrenage 9 à denture droite.
L'engrenage 8 est en prise avec l'engrenage 3 conique de la pale d'hélice.
L'engrenage 9 est en prise avec le pignon 10 relié de manière fixe à l'une des extrémités du ressort 11 dont l'autre extrémité est reliée au pignon 12. Le pignon 12 est en prise avec le pignon 13 relié à l'une des extrémités
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d'une autre ressort 14 dont l'autre extrémité est fixée dans le moyeu 1.
La cavité du moyeu d'hélice est remplie d'huile servant d'une part au graissage des éléments mobiles et d'autre part en tant que remplissage de cataractes. A cet effet le poids 5 centrifuge est de forme cylindrique et se déplace avec un jeu peu important dans l'alésage prévu à la racine de la pale d'hélice, le dit,.Poids étant pourvu d'un passage 15 de dimensions adéquates pour faire passer l'huile. La fonction du cataracte ainsi formé sera expliquée ci-après plus en détail.
Dans la figo 1 les ressorts 11 et 14' sont illustrés en tant que ressorts plats, mais en réalité ces ressorts sont remplacés par des ressorts télescopiques illustrés en fig. 2. Ces ressorts comportent plusieurs éléments tubulaires insérés l'un dans l'autre et raccordés mutuellement aux extrémités de manière à transmettre le moment de torsion d'une partie de l'élément tubu- laire à l'autre.
Grâce à cette disposition il est possible d'obtenir une lon- gueur L de torsionnement très importante du ressort télescopique dans un es- pace compact, le longueur L égalant la somme des longueurs 1 des éléments in- dividuelso
Si l'hélice tourne autour de l'axe X de l'arbre moteur à une vi- tesse angulaire 0 1' une force centrifuge C1 = m.#1 R1 agit sur- le poids 5 (fig. 1), m étant la masse réduite du poids, R1 la distance du centre de gravité T du poids 5 de l'axe tournant Xo La force centrifuge C1 est en équi- libre avec la force P par laquelle le ressort agit sur les poids centrifuges.
Tant que l'avion est au repos, sa vitesse d'avancement V = 0, la vitesse angulaire de l'hélice tournante est W 1 et chaque porfile de l'hé- lice se déplace à une vitesse circonférentielle u 1 = # 1 r, avec un an- gle d'attaque correspondant, r étant la distance du profil respectif de,la pale de l'axe de rotation de l'héliceo Dans ce cas la puissance Nv absorbée de l'hélice est en équilibre avec la puissance Nm du moteuro
Au mouvement de l'avion la vitesse d'avancement s'additionne vec- toriellement à la vitesse circonférentielle des profiles individuels de l'hé- lice.
Ceci résulte en une diminution de l'angle d'attaque des profiles de l'hélice et par conséquent la résistance, la poussée de l'hélice et sa puis- sance absorbée N v étant moindres que celles de l'avion'au reposa Le nombre de tours du moteur ainsi déchargé s'augmente de n1 à n, de.sorte que la for- ce centrifuge C1 du poids 5 s'accroit à C2/ voir fig.4/. L'équilibre entre la force centrifuge C et la force du ressort télescopique P s'en trouvant troublé, la force résultante de déplacement S1 = C2-C1 amène le poids 5 en direction des forces centrifuges jusqu'à une distance R2 de l'axe tournant X.
Le déplacement du poids 5 dans la position R2 est lie par l'intermédiai- re de la bielle 6, douille 7,engrenages,8 et 3 à la pale d'hélice et cause ainsi un agrandissement de son angle de calageo L'agrandissement de l'angle de calage résulte aussi dans un accroissement de l'angle d'attaque et par- tant de la puissance absorbée par l'héliceo En conséquence, le nombre de tours du moteur s'abaisse de n2 à n1 et la vitesse angulaire de 1 'hélice de #2 à #1 Maintenant, à une vitesse V2 d'avancement de l'avion et à un nombre de tours n1 le poids 5 occupe une nouvelle position R2' dans laquel- le le dispositif de réglage de l'hélice doit se trouver en équilibre.
Afin d'assurer que le nombre de tours de l'hélice à la position nouvelle d'équili- bre du dispositif de réglage correspondant au régime modifié du vol reste constant, il faut que l'attitude de la force centrifuge C du poids 5 en fonction du rayon R soit identique avec l'attitude de la force de chargement des ressorts.
Cela signifie que pour une caractéristique choisie des ressorts
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du'dispositif de réglage seulement un régime prédéterminé de l'hélice peut être considéré,,,auquel la force centrifuge du poids 5 est à chaque position de celui-ci déterminé par sa distance R de l'axe tournant X en équilibre avec la force résultante P des ressorts télescopiques.
Lorsque l'avion passe du vol en palier à la montée, sa vitesse d'avance V2 diminue à la valeur V3' l'angle d'attaque des pales d'hélice s'accroît ce qui cause la résistance de l'hélice à monter et le nombre de tours du moteur tournant à plus haute charge de diminuer de n1 à n3' la for- ce centrifuge du poids 5 s'en diminue à la valeur C3/voir fig.4/ et la for- ce de déplacement S2 = C1 - C3 en résultant commence à déplacer le dit poids en direction vers l'axe de rotation X de l'hélice.
Le déplacement du poids s'effectuant actuellement sous l'influence de l'énergie potentielle des res- sorts tendus continue jusqu'à ce que le poids occupe sa position R3 La nou- velle position R3 du poids est celle à laquelle l'angle d'attaque de la pale d'hélice se réduit de manière à réaliser un abaissement de la puissance ab- sorbée par l'hélice, le nombre de tours du moteur s'en trouvant augmenté de n3 au nombre préalable de n1 Il ressort donc de la description précédente du fonctionnement du dispositif pour maintenir constant le régime choisi du moteur que ce dispositif est en principe un régleur indifférent à action di- recte.
Le poids centrifuge 5 du régleur aménagé au pied de la pale d'hé- lice sert en même temps en tant que cataracte, ayant pour effet de contribuer à l'amortissement des vibrations de torsion de la pale d'hélice résultant des influences perturbantes, par exemple sous l'influence du changement du moment de torsion du moteur au cours d'un tour ou lors des changements soudains du régime de vol.
2o Description du dispositif d'ajustage automatique de la pale d'hélice en position de résistance minimum à l'arrêt du moteur.
Ce dispositif se rattache immédiatement au dispositif précédent de maintien automatique d'un régime constant du moteure Pour les deux dispo- sitifs le moyeu d'hélice est disposé de manière à se composer essentielle- ment de deux parties, soit la partie extérieure 1 et la partie intérieure 17,/voir fig.3/. Dans la partie extérieure sont montées les pales 2 d'hélice ainsi que des parties du dispositif précédemment décrit pour maintenir con- stant le régime choisi du moteur. Les parties intérieures 17 sont consti- tuées par un cylindre creux à 7.'intérieur duquel sont prévues des rainures et surfaces coniques de fixage de l'hélice sur l'arbre moteur.
Le dit cy- lindre creux est muni à l'extérieur de deux faces de guidage, soit d'une face avant 18 et d'une face arrière 19La face arrière est disposée sur la bride 20 saillant hors de la partie arrière du dit cylindreo Un engrenage cylindrique 21 est prévu sur la bride 20 ainsi qu'un pivot 22 se déplaçant dans une rainure 23 disposée dans la partie extérieure du moyeu d'hélice.
Le dit pivot 22 se déplace alternativement vers les deux extrémités de la rainure 23, ces extrémités étant marquées a et bo/voir fig. 5/. L'engrenage cylindrique 21 se trouve en prise avec le pignon 24 attaché de manière fixe à l'une des extrémités du ressort 14.
Lorsque l'avion repose sur le sol avec moteur arrêté la pale d'hé- lice est en position de résistance minimum, soit en position I/voir fig.6/ et le pivot 22 se trouve appuyé en position a à l'extrémité de la rainureo Lorsque l'arbre moteur se met à tourner,, la partie intérieure 17 du moyeu d'hélice y fixée en est entraînée simultanément, tandis que la partie exté- rieure 1 est au début de ce mouvement immobile sous l'influence des forces d'inertie. Ce déplacement angulaire relatif de la partie intérieure du moyeu d'hélice par rapport à sa partie extérieure résulte en un mouvement rotatif du pignon 24 se trouvant en prise avec l'engrenage cylindrique 21.
A partir du pignon 24 fixé à l'une des extrémités du ressort 14, le mouvement rotatif est transmis, par l'intermédiaire du dit ressort 14, des pignons 13, 12 et
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du ressort 11 au pignon 10 en prise avec l'engrenage cylindrique 9. L'engre- nage cylindrique 9 est relié à la douille 7 d'entraînement de l'engrenage co- nique 8 et de la suspension de la bielle 25.
Le déplacement de la douille 7 et de l'engrenage conique 8 se trou- vant en prise avec la denture conique de la pale d'hélice 2 a pour effet le calage des pales d'hélice de la position I en position II /voir fig.6/ et le déplacement du poids 5 en direction vers l'axe de rotation X.
Le déplacement relatif de la partie intérieure du moyeu d'hélice par rapport à sa partie extérieure persiste jusqu'à ce que le pivot 22 arrive à la position marquée par l'autre extrémité b de la rainure 23.A cette posi- tion correspond la position actuelle II des pales d'hélice, c'est-à-dire la position dans laquelle la pale d'hélice est sous le moindre angle d'ajustage par rapport au plan de rotation de l'hélice. Les poids centrifuges 5 occupent dans ce cas une position, où le centre de gravité du poids se trouve le plus rapproché de l'axe de rotation, de manière à réduire la force centrifuge au minimum.
Lorsque le pivot 22 à l'intérieur de la rainure arrive à l'extrémi- té b de celle-ci, le mouvement relatif de la partie intérieure 17 du moyeu d'hélice par rapport à sa partie extérieure 1 se trouve terminé et toutes les deux parties continuent à tourner ensemble avec l'arbre moteur comme s'ils formaient une unité intégrale. Par le mouvement du pivot d'une extrémité de la rainure à l'autre et le déplacement des pales d'hélice de la position I dans la position II s'achève une des fonctions du dispositif de l'hélice pour le vol à résistance minimumo Le mouvement en palier ultérieur de l'avion et la marche du moteur actionnent le dispositif de l'hélice pour le maintien d'un régime constant du moteur comme décrit ci-dessus.
En position II des pales d'hélice la force résultante d'un ressort télescopique éventuellement prévu P11 se trouve en équilibre avec la force centrifuge C11 Au fur et à mesure de l'augmentation de la vitesse d'avance de l'avion l'angle d'attaque des pales d'hélice diminue amenant ainsi le nom- bre de tours du moteur à monter et la force centrifuge du poids 5 à augmenter.
La force de déplacement en résultant, soit S = C - C11 compense progressive- ment le nombre de tours du moteur en déplaçant angulairement les pales d'hé- lice, c'est-à-dire en agrandissant l'angle de calage jusqu'en position III correspondant à la vitesse maximum de l'avion/voir figo 6/.'L'autre fonc- tion du dispositif de l'hélice pour l'ajustage de la résistance minimun, soit le déplacement des pales d'hélice de la position III respectivement position II dans la position I s'effectue automatiquement dès l'arrêt du moteuro
Dès que le moteur de l'avion s'arrête soit sur le sol soit au vol, la partie moyenne du moyeu d'hélice s'arrête simultanément;
,, la dite partie étant fixée sur l'arbre moteur, tandis que la partie extérieure du moyeu d'hé- lice continue le mouvement sous l'influence des forces d'inertieo Le mouve - ment de la partie extérieure du moyeu d'hélice persiste jusqu'à ce que le pi- vot 22 arrive à l'autre extrémité à l'intérieur de la rainure. Ce mouvement relatif de la partie extérieure du moyeu d'hélice par rapport à sa partie in- térieure cause le pignon 24, ressort 14, pignons 13, 12, ressort 11, engrena- ges 10, 9, douille 7 avec engrenage conique 8 et la denture conique prévue sur la pale d'hélice à tourner et partant un calage des pales d'hélice d'une position quelconque dans la position I voir fig.6/.
Le déplacement des pales d'hélice des positions II ou III en position I achève l'autre fonction du dispositif de l'hélice pour l'ajustage des pales dans la position de résis- tance minimum. Le dispositif décrit ci-dessus fonctionne automatiquement et opère seulement au démarrage ou à l'arrêt du moteur. Durant le vol normal ce dispositif est hors d'action, le dispositif pour le maintien d'un régime constant du moteur restant toutefois en action.
3. Dispositif pour le changement automatique du nombre de tours du moteur conformément au changement du rendement du moteur parsuite d'une admission différente de combustible.
Le changement de l'admission du combustible au moteur amène un
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changement correspondant de la pression moyenne indiquée dans les cylindres et partant un changement de la puissance et du moment de rotation du moteur.
Le moment du moteur Mk est transmis de la partie intérieure du moyeu d'hé- lice à sa partie extérieure par l'intermédiaire du pivot 22 (voir le dispo- sitif décrit au chapitre 2). La force Pm avec laquelle le pivot opère au point de contact change en conformité avec la pression moyenne Indiquée dans les cylindres et donc aussi selon l'admission du combustible.
Le principe du dispositif changeant automatiquement le nombre de tours du moteur selon l'admission du combustible consiste en ce qu'un membre élastique 26 est interposé entre le pivot et la paroi de la rainure, le dit membre transmettant la force Pm du pivot à la paroi de la rainure et donc le couple du moteur de la partie intérieure à la partie extérieure du moyeu d'hélice. La force Pm au pivot 22 se trouve en proportion directe avec le couple Mk du moteur et à la compression du membre élastique 26.
Aux compres- sions différentes du membre élastique ou, en d'autres termes, à chaque posi- tion du dit pivot correspond la caractéristique respective du dispositif ré-=
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glet ","AÙ..régi-.6t:;.1L..la7.;p 'CÔ\11'à.:de¯'1a force C en "fonction 'de "la distance entre le centre de gravité du poids et l'axe de rotation, est linéai- re, c'est-à-dire déterminé par la formule:
C = K.R, K étant une constante dont la valeur change en fonction du nombre de tours et R étant la distance du centre de gravité du poids de l'axe de rotation o
La caractéristique du dispositif régleur sera choisie de telle façon à ce que à la vitesse de croisière (tours de croisière) le parcours de la force avec laquelle le ressort télescopique agit sur le poids soit identique avec le parcours de la force centrifuge;, c'est-à-dire que la for- ce de chargement des ressorts change en fonction du rayon R linéairement.
Le dispositif régleur est donc indifférent.
La fig. 4 fait ressortir les caractéristiques du dispositif ré- gleur aux régimes maximum, de croisième et minimum. Afin de réaliser une attitude indifférente de la caractéristique du dispositif régleur aux dif- férents nombres de tours, il faut que le parcours de la force de chargement du ressort change toujours avec le nombre de tours. A cet effet il faut ou bien changer convenablement la caractéristique des ressorts télescopiques ou bien poùvoir à une transmission de la force de chargement des ressorts ou bien par l'une et l'autre mesure. Le nombre de tours nouveau est alors automatiquement maintenu par le dispositif régleur de l'hélice sous tous régimes de vol tant qu'un changement du rendement du moteur ne se présente sous l'influence d'un changement d'admission de combustible.
Le changement du nombre de tours de l'hélice se fait automatiquement au changement de l'admission de combustible au moteur et dépend de la caractéristique du mo- teur de manière à assurer sa meilleure utilisation.
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REVENDI CATI ONS a
1. Hélice à réglage automatique des pales9 caractérisée par le fait qu'à l'effet du changement de 1?ajustage des pales (2) un régleur à action directe est prévu, consistant des poids centrifuges (5) se déplaçant
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à la partie inférieure des pales et reliés par 1-lintermédiaîre d'une trans- mission convenable., par exemple moyennant des bielles (6), engrenages (3,8,
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9 à 7.l.,21,2/) et ressorts (119 14) aux pieds des pales d'hélice de manière
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PROPELLER WITH AUTOMATIC PAY ADJUSTMENT.
The propeller systems known hitherto for automatically maintaining the engine speed in flight are designed in such a way that the pilot controls the adjuster changing the pitch angle of the blades either directly or by through a servo device. The adjustment device can be mounted either separately and then placed on the engine, or immediately on the propeller. For the adjustment of the propeller in its position of minimum resistance, it is essential that the pilot activates a special mechanism placing the propeller blades in this position and that he interrupts the ignition of the propeller. engine.
This device bringing the blades of the propeller into the position of minimum resistance constitutes, as a rule, an independent element arranged, on the one hand, within the reach of the pilot in the airplane and, on the other hand, on the engine. proximity to the propeller. It is evident that the aforementioned device is not of a nature to fully satisfy the modern requirements for all flight regimes as a dependent, to a considerable extent, on the attention and experience of the pilot. .
The present invention relates to a propeller capable of maintaining a constant engine speed so that the number of revolutions always corresponds to the most perfect possible use of the engine and is automatically altered following any change in engine performance caused. by a change in the fuel inlet resulting in a change in the torque, the propeller blades automatically assuming their position of minimum resistance when the engine is stopped and vice versa when starting the motor moving out of this position into the respective basic position.
In order to accomplish the aforementioned functions, no additional command or force is required, the said functions being carried out automatically with a minimum force on the part of the pilot. At the same time it is possible, with a suitable choice of the position of the propeller blades, to a
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determined minimum intake of throttle, to achieve a required propeller braking effect / negative thrust /, which is desirable in nose-down flight and landing roll.
The construction of the propeller is designed in such a way as to allow the use of two self-adjusting propellers in reverse direction of rotation and placed on a common shaft. Such an arrangement has, as is well known, the advantages following:
Improvement of propeller efficiency, elimination of gyroscopic moments and propeller reaction moment, elimination of vortex acting on tail surfaces and possibility of using large power units even in single-engine airplanes.
The constructive realization of a propeller with automatic blade adjustment is subdivided, in order to facilitate the explanation of its operation, into three main parts-forming, however, an integral entity, namely:
1. a device to automatically maintain constant the engine speed once chosen,
2.a device for automatic adjustment of the blade to the minimum resistance position in the event the engine is stopped, and
3. a device making it possible to change the revolutions of the propeller in accordance with the change in engine power following a varied intake of fuel to the engine.
The accompanying drawings illustrate in
Fig. 1 a schematic arrangement of the propeller capable of automatically maintaining a constant engine speed during flight;
Fig. 2 a telescopic spring for the propeller adjuster;
Fig. 3 a schematic arrangement of the propeller capable of maintaining a constant engine speed in flight and, when it is stopped, of automatically adjusting the blades to their position of minimum resistance;
Fig. 4 the characteristics of the device for adjusting the propeller at minimum cruising speed and maximum engine speed;
Fig. 5 a detail of the device causing the propeller blades to be adjusted to the position of minimum resistance;
Fig. 6 the positions of the propeller blade when starting the airplane, at minimum speed. and in the position of minimum resistance.
1. Description. the 1-propeller device - To automatically maintain a constant engine speed (fig. 1).
The propeller consists of the propeller hub 1 attached to the motor shaft driving the propeller blade 2. The propeller blade is supported so as to be able to rotate around the Y axis and is provided, at its root, with a conical toothing 3 and a flange 4 bearing on both sides of the ball bearings. The upper ball bearing 16 is intended to accommodate the centrifugal forces of the propeller blade as well as the resulting bending moments and shear forces on the propeller blade as a result of air forces. The advantage of this arrangement consists, apart from the simplicity of construction, in the fact that a relative minimum of frictional resistance is obtained during the orientation of the propeller blade thus requiring a lower force of the propeller. part of the adjuster.
Inside the cavity of the lower part of the propeller blade a mobile weight 5 is connected to the cylindrical bush 7 by means of a connecting rod 6. Said bush is rotatable around the axis. X and drives the bevel gear 8 as well as the spur gear 9.
The gear 8 is engaged with the bevel gear 3 of the propeller blade.
Gear 9 is in engagement with pinion 10 fixedly connected to one end of spring 11, the other end of which is connected to pinion 12. Pinion 12 is in engagement with pinion 13 connected to one. ends
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another spring 14, the other end of which is fixed in the hub 1.
The cavity of the propeller hub is filled with oil serving on the one hand for lubricating the moving parts and on the other hand as filling of cataracts. For this purpose the centrifugal weight 5 is cylindrical in shape and moves with little play in the bore provided at the root of the propeller blade, the said weight being provided with a passage 15 of suitable dimensions for pass the oil. The function of the cataract thus formed will be explained in more detail below.
In figo 1 the springs 11 and 14 'are shown as flat springs, but in reality these springs are replaced by telescopic springs shown in fig. 2. These springs comprise several tubular elements inserted one into the other and mutually connected at the ends so as to transmit the torque from one part of the tubular element to the other.
Thanks to this arrangement it is possible to obtain a very long torsion length L of the telescopic spring in a compact space, the length L equaling the sum of the lengths 1 of the individual elements.
If the propeller rotates around the axis X of the motor shaft at an angular speed 0 1 'a centrifugal force C1 = m. # 1 R1 acts on the weight 5 (fig. 1), m being the reduced mass of the weight, R1 the distance from the center of gravity T of the weight 5 from the rotating axis Xo The centrifugal force C1 is in equilibrium with the force P by which the spring acts on the centrifugal weights.
While the airplane is at rest, its forward speed V = 0, the angular speed of the rotating propeller is W 1 and each propeller porfile moves at a circumferential speed u 1 = # 1 r , with a corresponding angle of attack, r being the distance of the respective profile of, the blade from the axis of rotation of the propeller o In this case the power Nv absorbed by the propeller is in equilibrium with the power Nm of the engine
To the movement of the airplane, the forward speed is added to the circumferential speed of the individual propeller profiles.
This results in a decrease in the angle of attack of the profiles of the propeller and consequently the resistance, the thrust of the propeller and its absorbed power N v being less than those of the airplane at rest. number of revolutions of the motor thus unloaded increases from n1 to n, so that the centrifugal force C1 of weight 5 increases to C2 / see fig. 4 /. As the balance between the centrifugal force C and the force of the telescopic spring P is disturbed, the resulting displacement force S1 = C2-C1 brings the weight 5 in the direction of the centrifugal forces to a distance R2 from the axis turning X.
The displacement of the weight 5 in position R2 is linked through the intermediary of the connecting rod 6, bush 7, gears, 8 and 3 to the propeller blade and thus causes an enlargement of its pitch angle. the setting angle also results in an increase in the angle of attack and hence in the power absorbed by the propeller o As a result, the number of engine revolutions drops from n2 to n1 and the angular speed of 1 'propeller from # 2 to # 1 Now, at a forward speed V2 of the airplane and at a number of turns n1, the weight 5 occupies a new position R2' in which the propeller adjuster must be in balance.
In order to ensure that the number of revolutions of the propeller at the new equilibrium position of the adjustment device corresponding to the modified flight speed remains constant, it is necessary that the attitude of the centrifugal force C of weight 5 in function of the radius R is identical with the attitude of the loading force of the springs.
This means that for a chosen characteristic of the springs
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From the adjusting device only a predetermined speed of the propeller can be considered ,,, at which the centrifugal force of the weight 5 is at each position thereof determined by its distance R from the rotating axis X in equilibrium with the force resultant P of the telescopic springs.
When the airplane goes from level flight to climb, its forward speed V2 decreases to the value V3 'the angle of attack of the propeller blades increases which causes the resistance of the propeller to climb and the number of revolutions of the engine running at higher load to decrease from n1 to n3 'the centrifugal force of the weight 5 decreases to the value C3 / see fig. 4 / and the displacement force S2 = C1 - C3 resulting therefrom begins to move said weight towards the axis of rotation X of the propeller.
The displacement of the weight currently taking place under the influence of the potential energy of the tension springs continues until the weight occupies its position R3 The new position R3 of the weight is that at which the angle d The attack of the propeller blade is reduced so as to reduce the power absorbed by the propeller, the number of engine revolutions being increased by n3 to the previous number of n1. previous description of the operation of the device to maintain constant the chosen engine speed that this device is in principle an indifferent adjuster with direct action.
The centrifugal weight 5 of the adjuster at the foot of the propeller blade serves at the same time as a cataract, having the effect of helping to dampen the torsional vibrations of the propeller blade resulting from disturbing influences, for example under the influence of the change of the torque of the engine during a revolution or during sudden changes in the flight speed.
2o Description of the device for automatically adjusting the propeller blade in the position of minimum resistance when the engine is stopped.
This device is immediately linked to the previous device for automatically maintaining a constant engine speed. For both devices, the propeller hub is arranged so as to consist essentially of two parts, namely the outer part 1 and the inner part 17, / see fig. 3 /. In the outer part are mounted the propeller blades 2 as well as parts of the device described above for keeping the chosen engine speed constant. The interior parts 17 are constituted by a hollow cylinder, inside which are provided grooves and conical surfaces for fixing the propeller on the motor shaft.
Said hollow cylinder is provided on the outside with two guide faces, namely a front face 18 and a rear face 19. The rear face is disposed on the flange 20 projecting out of the rear part of said cylinder. cylindrical gear 21 is provided on the flange 20 as well as a pivot 22 moving in a groove 23 disposed in the outer part of the propeller hub.
Said pivot 22 moves alternately towards the two ends of groove 23, these ends being marked a and bo / see fig. 5 /. Spur gear 21 engages pinion 24 fixedly attached to one end of spring 14.
When the airplane is resting on the ground with the engine stopped, the propeller blade is in the position of minimum resistance, that is to say in position I / see fig. 6 / and the pivot 22 is pressed in position a at the end of the groove When the motor shaft starts to turn, the inner part 17 of the propeller hub fixed to it is driven simultaneously, while the outer part 1 is at the start of this motionless movement under the influence of the forces of inertia. This relative angular displacement of the inner part of the propeller hub with respect to its outer part results in a rotary movement of the pinion 24 being in engagement with the cylindrical gear 21.
From the pinion 24 fixed to one of the ends of the spring 14, the rotary movement is transmitted, by means of the said spring 14, the pinions 13, 12 and
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from the spring 11 to the pinion 10 in engagement with the cylindrical gear 9. The cylindrical gear 9 is connected to the drive bush 7 of the conical gear 8 and of the suspension of the connecting rod 25.
The displacement of the sleeve 7 and of the bevel gear 8 being in engagement with the bevel teeth of the propeller blade 2 has the effect of setting the propeller blades from position I to position II / see fig. .6 / and the displacement of the weight 5 in the direction of the axis of rotation X.
The relative displacement of the inner part of the propeller hub with respect to its outer part persists until the pivot 22 arrives at the position marked by the other end b of the groove 23. At this position corresponds the current position II of the propeller blades, that is to say the position in which the propeller blade is at the least adjustment angle with respect to the plane of rotation of the propeller. The centrifugal weights 5 in this case occupy a position, where the center of gravity of the weight is closest to the axis of rotation, so as to reduce the centrifugal force to a minimum.
When the pivot 22 inside the groove arrives at the end b thereof, the relative movement of the inner part 17 of the propeller hub with respect to its outer part 1 is terminated and all two parts continue to rotate together with the motor shaft as if they were an integral unit. By the movement of the pivot from one end of the groove to the other and the displacement of the propeller blades from position I to position II, one of the functions of the propeller device for minimum resistance flight is completed. The subsequent level motion of the aircraft and the running of the engine operate the propeller device to maintain constant engine speed as described above.
In position II of the propeller blades the resulting force of a telescopic spring possibly provided P11 is in equilibrium with the centrifugal force C11 As the speed of advance of the airplane increases, the angle The attack rate of the propeller blades decreases, thus causing the number of engine revolutions to be raised and the centrifugal force of the weight to increase.
The resulting displacement force, namely S = C - C11 progressively compensates for the number of revolutions of the engine by angularly moving the propeller blades, that is to say by increasing the pitch angle up to in position III corresponding to the maximum speed of the airplane / see fig. 6 /. 'The other function of the propeller device for adjusting the minimum resistance, namely the displacement of the propeller blades of the position III respectively position II in position I is carried out automatically as soon as the engine stops.
As soon as the engine of the airplane stops either on the ground or in flight, the middle part of the propeller hub stops simultaneously;
,, said part being fixed to the motor shaft, while the outer part of the propeller hub continues the movement under the influence of inertial forces. The movement of the outer part of the propeller hub persists until pin 22 reaches the other end inside the groove. This relative movement of the outer part of the propeller hub with respect to its inner part causes pinion 24, spring 14, pinions 13, 12, spring 11, gears 10, 9, sleeve 7 with bevel gear 8 and the conical teeth provided on the propeller blade to be rotated and hence a propeller blade wedging from any position in position I see fig.6 /.
The displacement of the propeller blades from positions II or III to position I completes the other function of the propeller device for adjusting the blades to the position of minimum resistance. The device described above operates automatically and operates only when the engine is started or stopped. During normal flight this device is disabled, the device for maintaining a constant engine speed, however, remaining in action.
3. Device for the automatic change of the number of engine revolutions in accordance with the change in engine efficiency resulting from a different fuel intake.
Changing the fuel intake to the engine brings about a
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corresponding change in the indicated average pressure in the cylinders and hence a change in engine power and torque.
The moment of the motor Mk is transmitted from the inner part of the propeller hub to its outer part via the pivot 22 (see the device described in chapter 2). The force Pm with which the pivot operates at the point of contact changes in accordance with the indicated average pressure in the cylinders and therefore also according to the fuel inlet.
The principle of the device automatically changing the number of revolutions of the engine according to the admission of fuel consists in that an elastic member 26 is interposed between the pivot and the wall of the groove, said member transmitting the force Pm from the pivot to the wall of the groove and therefore the engine torque from the inner part to the outer part of the propeller hub. The force Pm at the pivot 22 is in direct proportion to the torque Mk of the engine and to the compression of the elastic member 26.
To the different compressions of the elastic member or, in other words, to each position of said pivot corresponds the respective characteristic of the device re- =
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glet "," AÙ..régi-.6t:;. 1L..la7.; p 'CÔ \ 11'à.: dē'1a force C as a function of "the distance between the center of gravity of the weight and the axis of rotation is linear, i.e. determined by the formula:
C = K.R, K being a constant whose value changes depending on the number of revolutions and R being the distance from the center of gravity of the weight to the axis of rotation o
The characteristic of the regulating device will be chosen so that at cruising speed (cruising revolutions) the course of the force with which the telescopic spring acts on the weight is identical with the course of the centrifugal force ;, c ' that is, the loading force of the springs changes as a function of radius R linearly.
The adjusting device is therefore immaterial.
Fig. 4 highlights the characteristics of the regulating device at maximum, cruising and minimum speeds. In order to achieve an attitude which is indifferent to the characteristic of the adjuster at the different numbers of turns, the path of the loading force of the spring must always change with the number of turns. To this end it is necessary either to suitably change the characteristic of the telescopic springs or to provide for a transmission of the loading force of the springs or by one and the other measure. The new number of revolutions is then automatically maintained by the propeller adjusting device under all flight regimes as long as a change in engine efficiency does not occur under the influence of a change in the fuel intake.
The change in the number of revolutions of the propeller occurs automatically when the fuel inlet to the engine is changed and depends on the characteristics of the engine in order to ensure its best use.
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REVENDI CATI ONS a
1. Propeller with automatic adjustment of the blades9 characterized in that the effect of the change of the adjustment of the blades (2) is a direct-acting adjuster, consisting of centrifugal weights (5) moving
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at the lower part of the blades and connected by 1-the intermediary of a suitable transmission., for example by means of connecting rods (6), gears (3,8,
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9 to 7.l., 21.2 /) and springs (119 14) at the roots of the propeller blades so