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PERFECTIONNEMENTS AUX AERONEFS.
La présente invention concerne un montage d'un groupe moteur dans le châssis d'un véhicule tel qu'un hélicoptèreun avion ordinaire ou un véhi- cule nautique, le groupe moteur comprenant un moteur proprement dit, un arbre se prolongeant à partir du moteur et une hélice ou un rotor porté par cet ar-- bre à 1-'extérieur du véhicule.
Il est généralement nécessairedans les véhicules comme par exem- ple les aéronefs à voilure tournante, de supporter le rotor de sustentation à une distante appréciable du fuselage ou d9une autre partie du châssis, et- les rotors de ce genre comprennent par conséquent des masses rotatives vibran- tes qui peuvent être supportéessoit par des structures cantilever soit par des poutres haubannées.
De même, dans le cas des avions courants dont l'héli- ce peut être placée à une distance assez grande du fuselage de 1-'aile ou d9 un bâti quelconque, l'hélice comprend également une masse vibrante supportée à une certaine distance du châssis de l'avion,, Ainsi, l'absorption des vribra- tions du moteur, des organes d'entraînement qui le prolongent, du rotor ou de l'hélice qu'il entraîne, a posé des problèmes difficiles.
L'un des buts de la présente invention est de réaliser dans un véhicule,tel qu'un aéronef par exemple, un rotor ou hélice, et un organe d'entraînement de ce rotor ou hélice, disposés sous la forme d'un groupe formant un seul bloc au point de vue vibra- toire et suspendu par rapport au châssis de telle façon que le point focal autour duquel ce groupe est articulé coïncide sensiblement avec le centre au- tour duquel il oscillerait naturellement dans une direction latérale par rap- port au moyeu du-rotor et sous Inapplication de forces vibratoires.
La présente invention a aussi pour but de réaliser un véhicule., tel qu9un aéronef à voilure tournante, dont l'aile tournante et ses organes d'entrainement sont disposés sous la forme d'un groupe constituant un seul bloc au point de vue vibratoire9 de façon que le rotor et ses organes d'en- traînement aient des positions relatives fixes le groupe moteur du rotor étant suspendu dans le fuselage de 1-'aéronef de manière à pouvoir osciller librement dans deux plans différents en réponse à des perturbations pouvant venir soit
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de forces aérodynamiques extérieures, soit d'un défaut d'équilibrage du ro- tor,
ces mouvements d'oscillation étant cependant freinés par des moyens élas- tiques et pouvant être limités par des butées afin d'en régulariser les fré- quences et/ou les amplitudes.
La présente invention se propose également de réaliser un disposi- tif de montage d'un groupe moteur., tel que le groupe moteur du rotor d'un aé- ronef à voinlure tournante comme celui décirt ci-dessus, qui soit capable de résister au couple de torsion du rotor et d'empècher la rotation du groupe mo- teur par rapport au fuselage.
La présente invention a également pour but de réaliser dans un dispositif de montage de moteur, tel que défini plus haut, un système élasti- que de retenue pour commander les mouvements du groupe moteur du rotor par rapport au fuselage afin de régler les fréquences de ces mouvements en dessous de la vitesse de rotation du rotor.
Un autre but de l'invention est la réalisation d'un dispositif de montage de groupe moteur du type défini plus haut qui comprend des butées pour empêcher les oscillations du groupe moteur de prendre des amplitudes excessi- ves par rapport au fuselage.
Un autre but de l'invention est la réalisation d'un support de groupe moteur dans lequel le point focal autour duquel est articulé le groupe moteur coincide sensiblement avec le centre autour duquel le groupe oscille- rait naturellement sous l'effet de l'application de forces vibratoires au moyeu. Ainsi., des forces horizontales et extérieures agissant sur le rotor feront osciller le groupe moteur de celui-ci autour de son centre de pivotement suivant une rotation pure et avec un minimum de poussées horizontales sur la structure de pivotement.
L'invention vise également à réaliser un support de groupe moteur dans lequel les forces horizontales agissant sur le rotor sont transformées en une rotation pure du groupe moteur avec une élimination importante des forces horizontales agissant sur la structure de pivotement, ce mouvement de rotation étant à son tour freiné par du caoutchouc souple ou par des éléments analogues pour isoler au maximum ces forces du fuselage.
Enfin;, l'invention se propose de fournir aux aéronefs à voilure tournante un dispositif de montage du groupe moteur qui permette de réaliser un fonctionnement plus souple du rotor.
D'autres objets et avantages de l'invention apparaîtront dans la description qui va suivre.
Dans les anciens systèmes de montage du moteur et du rotor des aéronefs à voilure tournante,, les groupes moteur-rotor sont généralement dis- posés de manière à osciller autour d'un point coïncidant sensiblement avec le centre de gravité de ces groupes et il en résulte des vibrations indésirables.
Les inconvénients de cette ancienne solution et les difficultés rencontrées dans sa réalisation peuvent être évités en suspendant le groupe moteur de -la- nière qu'il puisse pivoter autour du centre naturel de rotation correspondant au cas où le moyeu du rotor est le centre des forces vibratoires appliquées.
Il faut remarquer que cette ancienne solution consistant à monter les moteurs de manière à les faire osciller autour de leur centre de gravité et autour d'un axe généralement perpendiculaire à leur arbre n'est efficace que lorsque les sources de vibration se trouvent en grande partie à l'intérieur du moteur.
Au contraire, dans le cas d'un aéronef à voilure tournante ou d'un avion ordi- naire muni de grandes hélices;, ou d'une manière générale dans tous les cas où se produisent des perturbations dues à un défaut d'équilibrage de l'hélice ou à des forces aérodynamiques ou gyroscopiques appliquées à l'hélice, le systè- me constitué par le rotor, ou l'hélice et son arbre,ou le pylôneavec ou sans moteur en faisant partie intégrante, tend naturellement à oscillera non pas autour de son centre de gravité, mais autour d'un autre point quelconque.
La présente invention se propose de réaliser un montage simple qui permette à ce système de pivoter autour de ce point naturel, ce mouvement de pivotement étant freiné élastiquement avec ou sans amortissement.
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L9emplacement du point de pivotement proprement dit peut être calculé par des procédés bien connus et dépend des dimensionsdes masses et de la rigidité du systèmeainsi. que de la fréquence des forces vibratoires
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appliquées au rotor ou à 19hélice.
L'invention peut être appliquée non seule- ment aux aéronefsmais également aux hélices de bateaux et à toutes les mas-
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ses vibrantes ou tournantes portées par un arbre ou un pylône fixe. ï9inen tion s'applique particulièrement aux aéronefs dont 19hélice tourne normalement à une vitesse sensiblement constante et dans lesquels par conséquent les vibra- tions à éliminer de la structure de support ont une fréquence suffisamment constante.
La présente invention a donc pour objet un dispositif de montage de groupe moteur qui est spécialement adapté aux aéronefs à voilure tournante,
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aux autres aéronefs9 aux bateaux, et que 1?on va décrire ci-dessous à titre d'exemple en se référant au dessin annexé dans lequel La fïg. 1 est une perspective partielle d'un groupe moteur-rotor d.9héliooptére et de son dispositif de montage conforme à l'invention-, .
La figo 2 est une coupe suivant la ligne II-II de la fig. 1-
La fig 3 est une élévation latérale à grande échelle d'un rac- cord d'assemblage de ce dispositif de montagej
La fig. 4-est une élévation latérale d'in autre mode de réalisation
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du dispositif de montage conforme à llînvention.
La figo 5 est une vue en plan par dessous du dispositif de la fig. 4,
Et enfin, la fig. 6 est une coupe suivant la ligne VI-VI de la fig. 4.
La présente invention comprend essentiellement le support élasti- que du mâta pylône ou de tout autre montant en portes-faux qui supporte les pièces tournantes au moyen dorganes de montage élastiques qui servent à aug- menter la flexibilité du moyeu de 1?hélice ou du rotor dans un plan parallèle au disque de rotation de 1?hélice ou du rotor. Le système de support comprend de préférence le support cantilever de la masse vibrante à une exitrémité du
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montant, 9 un support flexible permettant un mouvement limité d 90scillation à l'autre extrémité du montant et des éléments élastiques de support entre les deux extrémités.
Le système peut aussi être considéré comme comprenant le mo- teur, 1?arbre et le rotor ou l'hélice, le moteur et l'arbre constituant le montant mentionné si-dessus? et l'invention consiste en un mode de support de ce montait.
Sur les figsa 1 à 3 l'invention est représentée dans son applica-
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tion à un rotor d9a.éliooptére 10 â deux pales dont le moyeu 12 est monté pivo- tant à l'extrémité supérieure de 1'arbre 14 du rotorau moyen par exemple d' un dispositif de pivotement indiqué en 15.
L'arbre 14 constitue un prolongement de 1?arbre vilebrequin d'un moteur désigné dans son ensemble par 16; 1-'arbre d'entraînement du rotor a une position fixe par rapport au carter du moteur,
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tout en pouvant librement faire tourner le rotorúltins.:
41e. motsur!)Parb# du rotor et le rotor constituent un ensemble dont le centre de gravité se trouve à peu près en 17, mais, conformément à la conception de la présente invention9 cet ensem-
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ble est monté sur le fuselage de lVhé1icoptère au moyen d'organes de connexion en caoutchouc disposés de telle façon que le dit ensemble puisse oscillerg par rapport au fuselageg autour dpum- point que l'on peut définir somme le point autour duquel l'ensemble tend à tourner quand l'extrémité supérieure de l'ar- bre du rotor est soumise à une force d'une direction latérale quelconque.
Ce
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pointa que 1?on appellera le 'centre d90sci11ationli se trouve le long de 1 axe de l'arbre du rotor mais en-dessous du centre de gravité de 1?ensemble mo- teur-arbr-e-rotor, On peut déterminer 1gemp1aasment de ce point en appliquant par exemple la formule b t,) = l (,J 2 = Kc a M 2
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Dans cette formule
I est le montant d'inertie du système tout entier autour de son centre de gravité,
M est la masse du système tout entier, du système, Kc est le couple élastique de rappel qui s'oppose à l'oscillation la' est la vitesse angulaire de la vibration forcée appliquée au moyeu du rotor ou de l'hélice, a est la distance du moyeu au centre de gravité du système, et b est la distance du centre de gravité au point de pivotement na- turel, distance mesurée en s'éloignant du moyeu.
On remaruqre que si le mouvement d'oscillation n'est pas freiné,, K est égal à zéro et la formule précédente se réduit à la relation bien con- nue entre les positions de l'axe de rotation et du centre de percussion.
On remarquera aussi que l'emplacement du centre d'oscillation dépend en général de la fréquence de la force d'excitation appliquée au rotor.
Quand deux fréquences se produisent simultanément, par exemple une fois, deux fois ou trois fois par tour du rotor, on peut avoir recours à un compro- mis. La formule indiquée plus haut constitue alors un procédé simplifié de calcul approchéo On emploie fréquemment des procédés de calcul plus détaillés et plus compliqués pour tenir compte de conditions déterminées.
Comme on le voit sur les figso 1 à 3, le dispositif de montage du moteur peut comprendre une poutre à treillis désignée dans son ensemble par le nombre de référence 18; cette poutre entoure le moteur 16 et elle est mon- tée pivotante sur celui-ci au moyen des paliers opposés 20-20 (figo 2) qui sont alignés suivant la droite A-A.
La poutre 18 comprend deux bras latéraux se terminant par des manchons 22-22 qui entourent des bagues en caoutchouc 24-24 portées par des axes 26-26 montés eux-mêmes sur des blocs 28 qui sont fixés sur des éléments 30 du fuselage de l'aéronef. Les manchons 22-22 sont .disposés de manière à être centrés sur un axe horizontal B-B qui coupe l'axe A-A à angle droit; ainsi, on comprend que l'ensemble moteur-arbre-rotor peut osciller autour de l'axe A-A et de l'axe B-B avec une amplitude limitée; cet ensemble est donc libre d'osciller dans une direction quelconque autour d'un point se trouvant à l'intersection de l'axe de l'arbre du rotor avec le plan des axes A-B ét B-B.
Comme on l'a indiqué ci-dessus., les connexions de montage 20-22 sont disposées de manière que le plan des axes A-B, B-B soit sensiblement à la hauteur du centre d'oscillation naturel de l'ensemble moteur-arbre-rotor.
Dans cette application particulière, les bagues de caoutchouc 24 sont disposées de manière à isoler les vibrations de torsion du moteur et de l'arbre et n' exercent aucune action directe sur l'invention, si ce n'est qu'elles permettent un léger déplacement horizontal du point de pivotement dans une direction.
La force élastique de rappel destinée à limiter le mouvement autour du pivot et %maintenir l'ensemble dans une position centrée sensiblement verticale, est fournie, comme on le voit sur la figo 1, par des ressorts de tension 32 qui s' étendent, radialement et à angle droit les uns par rapport aux autresà par- tir d'un dispositif central de connexion 34 qui est fixé à l'extrémité infé- rieure du carter du moteur,les extrémités extérieures des ressorts 32 étant reliées à des parties fixes du fuselage de l'aéronef (parties non représentées) de manière à imposer un freinage élastique aux oscillations de l'ensemble mo- teur-arbre-rotor dans le fuselageo Les caractéristiques des ressorts 32 peuvent être modifiées ou "accordées" sur des conditions dissymétriques,et/ou sur des fréquences différentes de vibrations,
jusqu'à ce que l'on ait trouvé la meil- leure combinaison pour toutes les conditions de vola
Les figs. 4 et 6 représentent un autre mode de réalisation de la structure de montage du moteur conforme à l'invention. Dans ce mode de réali- sation, le moteur désigné dans son ensemble par le nombre de référence 40 com- prend une boîte d'engrenages 42 d'ou sort l'arbre 44 d'entrainement du rotor.
Le carter 42 porte un croisillon horizontal 46 qui en fait partie intégrale-
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ment (frigo 6) les extrémités des bras de eB croisillon sont perforées de ma- nière à recevoir des bagues en caoutchouc 4-8'qui portent des axes centraux 50 chargés de fixer ces bagues entre les rebords opposés d'un châssis 52 fai-
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sant partie intégrante de la structure , de 19aéronef.
A.i.xis.9 les bagues én caoutchouc 48s disposées en différents points autour du croisillon 46s peu- vent se déformer élastiquemerit sous des charges de compression de manière à permettre à l'ensemble msteur-transmission-arbre du rotor d'azaïller par rap- port au châssis 52=54 de 19aéronsf, autour d'un point disposé sensiblement dans le plan du croisillon 46; comme on l'a expliqué plus haut, l'ensemble croisillon=châssis 46=52 est disposé approximativement à la hauteur du point
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autour duquel 1"ensemble mateur-arbre-rotor tendrait à tourner s'il était dé- monté et soumis à une force aérodynamique latérale appliquée au rotor, ou à
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une force analogue. Comme dans le cas des figs. 1 z, 3. le dispositif des fige.
4 à 6 comprend de préférence un moyen de freinage des oscillations constitué
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par exemple par un croisillon 56 compcrtant des bras qui sétendent radialement à partir d9Wl point central ou ils sont reliés à une tige 58 (figo zig qui n? est autre que le prolongement du carter du vilebrequin du moteur à 1?extrémité inférieure de ce carter. Les bras du croisillon 58 sont reliés à des bagues
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60 reliées elles-mêmes à des supports 62 solidaires du châssis dé 1-9aéronef.
Il est bien entendu que 1?en peut disposer tout autre moyen approprié de
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freinage élastique pour relier le châssis de l'aéronef et l'ensemble moteur- arbre=rotor ce moyen de freinage étant placé à un endroit quelconque éloigné du plan du centre de rotation de cet ensemble, comme on l'a expliqué cidessus.
On a décrit en détail et représenté deux modes de réalisation par- ticuliers de 1?invention, mais il est évident que celle-ci nest pas limitée par ces deux modes de réalisation et qu'on peut apporter à ceux-ci de nombreu-
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ses modifications sans 9arter de 1?esprit de 1?invention ni sortir de son domaine.
REVENDICATIONS. lo Dispositif de montage d'un groupe moteur dans un châssis de
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véhicule, en particulier un châssis d9hélieoptère?) ce groupe moteur comprenant un moteur, un arbre s9étendant à partir de celui-ci et une hélice ou un rotor porté par le dit arbre à l'extérieur de la carrosserie du véhicule caractéri- sé par des moyens de montage pour maintenir cet ensemble et le guider de maniè- re quil puisse osciller d9un seul bloc, d'une manière universelles, autour d9 un point coïncidant sensiblement avec le centre autour duquel il aurait tendan- ce à osciller?)
s'il était libre de toute contrainte et s'il était soumis à une force dirigée latéralement et appliquée à l'hélice ou au rotor, et enfin des moyens reliés à cet ensemble en un point écarté du dit centre pour freiner é-
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lastiquêment les oscillations du dit ensemble?) par rapport au corps du véhicule.
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AIRCRAFT UPGRADES.
The present invention relates to an assembly of a power unit in the frame of a vehicle such as a helicopter, an ordinary airplane or a water vehicle, the power unit comprising an engine itself, a shaft extending from the engine and a propeller or a rotor carried by this shaft 1-outside the vehicle.
It is generally necessary in vehicles such as, for example, rotary wing aircraft, to support the lift rotor at a substantial distance from the fuselage or other part of the chassis, and such rotors therefore include vibrating rotating masses. - which can be supported either by cantilever structures or by guyed beams.
Likewise, in the case of common airplanes, the propeller of which can be placed at a sufficiently great distance from the fuselage of the wing or from any frame, the propeller also comprises a vibrating mass supported at a certain distance from the wing. aircraft chassis. Thus, the absorption of the vibrations of the engine, of the drive members which extend it, of the rotor or of the propeller which it drives, posed difficult problems.
One of the aims of the present invention is to produce in a vehicle, such as an aircraft for example, a rotor or propeller, and a drive member for this rotor or propeller, arranged in the form of a group forming a single block from the vibratory point of view and suspended from the frame in such a way that the focal point around which this group is articulated substantially coincides with the center around which it would naturally oscillate in a lateral direction with respect to the hub of the rotor and under the inapplication of vibratory forces.
The present invention also aims to provide a vehicle, such as a rotary wing aircraft, the rotary wing and its drive members are arranged in the form of a group constituting a single unit from the vibratory point of view9 of so that the rotor and its drives have fixed relative positions, the rotor power unit being suspended in the fuselage of the aircraft so as to be able to oscillate freely in two different planes in response to disturbances which may come either from
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external aerodynamic forces, or a lack of balance of the rotor,
these oscillating movements being however slowed down by elastic means and being able to be limited by stops in order to regularize the frequencies and / or the amplitudes.
The present invention also proposes to provide a device for mounting a power unit, such as the power unit for the rotor of a rotary wing aircraft like the one described above, which is capable of withstanding torque of the rotor and prevent rotation of the power unit relative to the fuselage.
Another object of the present invention is to provide, in an engine mounting device, as defined above, an elastic retaining system for controlling the movements of the motor unit of the rotor relative to the fuselage in order to adjust the frequencies of these. movements below the rotational speed of the rotor.
Another object of the invention is to provide an engine assembly mounting device of the type defined above which comprises stops to prevent the oscillations of the engine assembly from assuming excessive amplitudes with respect to the fuselage.
Another object of the invention is the production of a motor group support in which the focal point around which the motor group is articulated coincides substantially with the center around which the group would naturally oscillate under the effect of the application. vibratory forces at the hub. Thus, horizontal and external forces acting on the rotor will cause the motor unit thereof to oscillate around its pivoting center in pure rotation and with a minimum of horizontal thrusts on the pivot structure.
The invention also aims to provide a motor group support in which the horizontal forces acting on the rotor are transformed into a pure rotation of the motor group with a significant elimination of the horizontal forces acting on the pivot structure, this rotational movement being at its turn braked by flexible rubber or similar elements to isolate these forces from the fuselage as much as possible.
Finally, the invention proposes to provide rotary wing aircraft with a device for mounting the power unit which makes it possible to achieve smoother operation of the rotor.
Other objects and advantages of the invention will appear in the description which follows.
In older engine and rotor mounting systems of rotary-wing aircraft, the engine-rotor units are generally arranged to oscillate about a point substantially coincident with the center of gravity of these units and therein results from unwanted vibrations.
The drawbacks of this old solution and the difficulties encountered in its realization can be avoided by suspending the motor group so that it can pivot around the natural center of rotation corresponding to the case where the rotor hub is the center of forces. vibration applied.
It should be noted that this old solution consisting in mounting the motors so as to make them oscillate around their center of gravity and around an axis generally perpendicular to their shaft is only effective when the sources of vibration are largely located inside the engine.
On the contrary, in the case of a rotary wing aircraft or of an ordinary aircraft fitted with large propellers ;, or in general in all cases where disturbances occur due to a fault in balance of the propeller or to aerodynamic or gyroscopic forces applied to the propeller, the system constituted by the rotor, or the propeller and its shaft, or the pylon with or without a motor being an integral part, naturally tends to oscillate not around its center of gravity, but around some other point.
The present invention proposes to achieve a simple assembly which allows this system to pivot around this natural point, this pivoting movement being elastically braked with or without damping.
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The location of the actual pivot point can be calculated by well known methods and depends on the dimensions of the masses and the rigidity of the system as well. than the frequency of vibratory forces
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applied to the rotor or to the propeller.
The invention can be applied not only to aircraft but also to boat propellers and to all mass
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its vibrating or rotating carried by a tree or a fixed pylon. The invention is particularly applicable to aircraft in which the propeller rotates normally at a substantially constant speed and in which therefore the vibrations to be eliminated from the support structure have a sufficiently constant frequency.
The present invention therefore relates to an engine unit mounting device which is specially adapted to rotary wing aircraft,
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to other aircraft9 to boats, and which will be described below by way of example with reference to the accompanying drawing in which Fig. 1 is a partial perspective of a d.9héliooptére motor-rotor unit and its mounting device according to the invention.
Figo 2 is a section taken along line II-II of fig. 1-
Fig 3 is a large scale side elevation of an assembly fitting of this mounting device.
Fig. 4-is a side elevation of another embodiment
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of the mounting device according to the invention.
FIG. 5 is a plan view from below of the device of FIG. 4,
And finally, fig. 6 is a section taken along line VI-VI of FIG. 4.
The present invention essentially comprises the resilient support of the mast or other cantilever post which supports the rotating parts by means of resilient mounting members which serve to increase the flexibility of the propeller hub or rotor. in a plane parallel to the rotating disc of the propeller or rotor. The support system preferably comprises the cantilever support of the vibrating mass at an exit end of the
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upright, 9 a flexible support allowing limited oscillation movement at the other end of the upright and resilient support members between the two ends.
The system can also be thought of as comprising the motor, shaft and rotor or propeller, with motor and shaft constituting the aforementioned post. and the invention consists of a method of supporting this mount.
On figs 1 to 3 the invention is shown in its application.
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This is a two-bladed helicopter rotor 10, the hub 12 of which is pivotally mounted at the upper end of the rotor shaft 14, for example by means of a pivoting device indicated at 15.
The shaft 14 constitutes an extension of the crankshaft of an engine designated as a whole by 16; 1-the rotor drive shaft has a fixed position relative to the motor housing,
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while being able to freely rotate the rotorúltins .:
41st. motosur!) Parb # of the rotor and the rotor constitute an assembly whose center of gravity is approximately at 17, but, according to the design of the present invention9 this assembly
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ble is mounted on the fuselage of the helicopter by means of rubber connection members arranged in such a way that said assembly can oscillate with respect to the fuselageg around the point which can be defined as the point around which the assembly tends to rotate when the upper end of the rotor shaft is subjected to a force from any lateral direction.
This
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pointa which will be called the 'center of sci11ationli is along the axis of the rotor shaft but below the center of gravity of the motor-shaft-rotor assembly. The strength of the rotor can be determined. this point by applying for example the formula bt,) = l (, J 2 = Kc a M 2
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In this formula
I is the amount of inertia of the entire system around its center of gravity,
M is the mass of the whole system, of the system, Kc is the elastic restoring torque which opposes the oscillation la 'is the angular speed of the forced vibration applied to the hub of the rotor or the propeller, a is the distance from the hub to the system's center of gravity, and b is the distance from the center of gravity to the natural pivot point, the distance measured away from the hub.
Note that if the oscillation movement is not braked, K is equal to zero and the previous formula reduces to the well-known relation between the positions of the axis of rotation and of the center of percussion.
It will also be noted that the location of the center of oscillation generally depends on the frequency of the excitation force applied to the rotor.
When two frequencies occur simultaneously, for example once, twice or three times per revolution of the rotor, a compromise can be resorted to. The formula indicated above then constitutes a simplified method of approximate calculation. More detailed and more complicated calculation methods are frequently used to take account of determined conditions.
As seen in Figs 1 to 3, the engine mounting device may comprise a truss girder designated as a whole by the reference number 18; this beam surrounds the motor 16 and it is mounted so as to pivot on the latter by means of the opposite bearings 20-20 (figo 2) which are aligned along the line A-A.
The beam 18 comprises two lateral arms ending in sleeves 22-22 which surround the rubber rings 24-24 carried by pins 26-26 themselves mounted on blocks 28 which are fixed on elements 30 of the fuselage of the 'aircraft. The sleeves 22-22 are arranged so as to be centered on a horizontal axis B-B which intersects the axis A-A at right angles; thus, it is understood that the motor-shaft-rotor assembly can oscillate around the axis A-A and the axis B-B with a limited amplitude; this assembly is therefore free to oscillate in any direction around a point located at the intersection of the axis of the rotor shaft with the plane of the axes A-B and B-B.
As indicated above, the mounting connections 20-22 are arranged so that the plane of the axes AB, BB is substantially at the height of the natural center of oscillation of the motor-shaft-rotor assembly. .
In this particular application, the rubber rings 24 are arranged so as to isolate the torsional vibrations of the motor and of the shaft and exert no direct action on the invention, except that they allow a slight horizontal displacement of the pivot point in one direction.
The elastic return force intended to limit the movement around the pivot and% to maintain the assembly in a substantially vertical centered position, is provided, as can be seen in FIG. 1, by tension springs 32 which extend radially. and at right angles to each other from a central connection device 34 which is attached to the lower end of the engine housing, the outer ends of the springs 32 being connected to fixed parts of the fuselage. of the aircraft (parts not shown) so as to impose elastic braking on the oscillations of the engine-shaft-rotor assembly in the fuselage o The characteristics of the springs 32 can be modified or "tuned" to asymmetric conditions, and / or on different frequencies of vibrations,
until the best combination has been found for all flying conditions.
Figs. 4 and 6 show another embodiment of the engine mounting structure according to the invention. In this embodiment, the motor designated as a whole by the reference numeral 40 comprises a gearbox 42 from which the rotor drive shaft 44 emerges.
The housing 42 carries a horizontal spider 46 which is an integral part of it.
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(fridge 6) the ends of the arms of the cross-brace are perforated so as to receive rubber rings 4-8 'which carry central pins 50 responsible for fixing these rings between the opposite edges of a frame 52.
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being an integral part of the structure of the aircraft.
Aixis. 9 the rubber rings 48s arranged at different points around the spider 46s can deform elastically under compressive loads so as to allow the msteur-transmission-shaft assembly of the rotor to azaïller with respect to to the frame 52 = 54 of 19 aeronsf, around a point disposed substantially in the plane of the spider 46; as explained above, the crosspiece = frame 46 = 52 is arranged approximately at the height of the point
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around which the die-shaft-rotor assembly would tend to rotate if disassembled and subjected to a lateral aerodynamic force applied to the rotor, or to
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an analogous force. As in the case of figs. 1 z, 3. the device of the freezes.
4 to 6 preferably comprises a means for braking the oscillations consisting of
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for example by a cross 56 comprising arms which extend radially from the central point where they are connected to a rod 58 (figo zig which is none other than the extension of the crankshaft housing of the engine at the lower end of this housing The arms of the spider 58 are connected to rings
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60 themselves connected to supports 62 integral with the aircraft chassis 1-9.
It is understood that 1? Can have any other suitable means of
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elastic braking to connect the chassis of the aircraft and the engine-shaft = rotor assembly, this braking means being placed at any location remote from the plane of the center of rotation of this assembly, as has been explained above.
Two particular embodiments of the invention have been described in detail and shown, but it is obvious that the latter is not limited by these two embodiments and that many can be made to them.
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its modifications without departing from the spirit of the invention or departing from its field.
CLAIMS. lo Device for mounting a motor unit in a chassis
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vehicle, in particular a helicopter frame?) this power unit comprising an engine, a shaft extending therefrom and a propeller or a rotor carried by said shaft outside the body of the vehicle characterized by mounting means to hold this assembly and guide it so that it can oscillate in a single block, in a universal manner, around a point substantially coinciding with the center around which it would tend to oscillate?)
if it were free from any constraint and if it was subjected to a force directed laterally and applied to the propeller or to the rotor, and finally means connected to this assembly at a point away from said center to brake e-
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lastiquely the oscillations of said assembly?) relative to the body of the vehicle.