Aérodyne d décollage et aiterrissaae verticaux Les avions ou les hélicoptères ëquipës d'hélices ou de rotors disposés d'une manière symétrique de part et d' autre de l' appareil et pouvant être soumis à une rotation de 90 degrés vers le haut à partir de la position horizontale de leur axe sont connus sous le nom d' aérodynes à rotors/hélices inc:Linables. Le positionnement vertical de l'axe des hélice:a ou des rotors dirige l'écoulement d'air vers le bas et la poussée vers le haut et permet à
l'appareil de se propulser dans un plan vertical ou simplement de voler sur place. Le positionnement horizontal de l'axe des hélices ou des rotors dirige la poussée vers l'avant et permet le vol en palier. Dans cette dernière configuration, la sustentation est assurée par le déplacement relatif de l'air autour de surfaces de sustentation, telles que les ailes ou les empennages horizontaux. Entre lE~s orientations exactement verticale et exactement horizontale de l'axe, tous les angles d'inclinaison sont possibles, ce qui permet diverses trajectoires de vol obliques correspondantes et des phases d'accélération/décélération appelées transitions aller et retour.
Ces aérodynes combinent l'aptitude de l'hëlicoptère au vol lent et au dêcollage ou à l'atterrissage verticaux, et celle d'un avion e~lassique capable de voler en palier à grande vitesse. Ur~ avion peut atteindre une vitesse approximativement double de celle d'un hélicoptère type, c'est-à-dire supérieure à 500 km/h par rapport â une vitesse inférieure à 250 km/h paur un hélicoptère.
Cependant, la complexité mécanique et structurale inhérente à un appareil à rotors inclinables caractéristique de l' art antérieur augmente le poids à vide de cet appareil comparativement à un avion de dimensions similaires, tout en augmentant également son coût de construction. En outre, le développement d'un tel appareil en termes de qualités Aerodyne d takeoff and vertical aerrissaae Airplanes or helicopters equipped with propellers or of rotors arranged in a symmetrical manner on the other equipment and can be rotated 90 degrees up from the position horizontal axis are known as aerodynes with rotors / propellers inc: Linables. Vertical positioning of the axis of the helix: a or rotors directs the flow air down and push up and allows the device to propel itself in a vertical plane or simply to fly on the spot. Horizontal positioning of the axis of the propellers or rotors directs the thrust towards the front and allows level flight. In this last configuration, the lift is ensured by the relative displacement of air around surfaces of levitation, such as wings or empennages horizontal. Between the e ~ s orientations exactly vertical and exactly horizontal axis, all angles tilt are possible, which allows various corresponding oblique flight paths and phases acceleration / deceleration called go transitions and return.
These aerodynes combine the ability of the helicopter slow flight and vertical take-off or landing, and that of an aircraft e ~ lassique able to fly in level high speed. Ur ~ plane can reach a speed approximately double that of a typical helicopter, that is to say greater than 500 km / h compared to a speed below 250 km / h for a helicopter.
However, the inherent mechanical and structural complexity to a device with tilting rotors characteristic of the art previous increase the empty weight of this device compared to a plane of similar dimensions, all also increasing its cost of construction. In addition, the development of such a device in terms of qualities
2 aérodynamiques, de stabilité, de dynamique de vol et de pilotage est compliquë en raison des effets, à des vitesses faibles, de la masse. d'air déplacée par les hélices dans la zone des diffëx-entes surfaces de sustentation de l' appareil. Cette masse d' air est connue sous le nom de souffle des hélices.
Il est important de prendre en considération particuliërement le.s trois problèmes de conception suivants.
1) Les effets du souffle des hélices sur les ailes de l'appareil.
Les hélices ou les rotors sont habituellement fixés à des moteurs montês à chacune des extrémités d'une aile qui sert de support structural. Toutefois, cette disposition pose un problème pendant la transition entre le vol vertical et ~~_e vol horizontal. Les variations de l'angle de la direction du souffle des hélices ne suivent pas directement les variations de l'angle d'inclinaison des 'hélices. Tant que la vitesse harizontale et la portance résultante due aux surfaces de sustentation conventionnelles ont des valeurs relativement faibles, la majeure partie de la sustentation est fournie par les hélices ou les rotors proprement dits. En raison de ce phénomène, les hélices s'inclinent vers l'avant très lentement lorsque l'appareil commence à passer en vol en palier, puis plus rapidement lorsque les ailes commencent à fournir une plus grande partie de la sustentation. Au contraire, l'angle d'i.nclinaison du souffle dû aux hélices varie rapidement au début puis plus lentement lorsque l'appareil passe du vol vertical au vol horizontal.
Jusqu'à maintenant, dans l'art antérieur, les deux configurations suivantes ont été utilisées pour tenter d' éviter le problème dù aux vitesses différentes auxquelles les hélices proprement dites et leur souffle résultant s'inclinent par rapport aux ailes.
a) L'aïle horizontale est fixée de manière 2 aerodynamics, stability, flight dynamics and steering is complicated because of the effects, at weak, mass. of air displaced by the propellers in the area of the different surfaces of levitation of the device. This mass of air is known as blows propellers.
It is important to take into consideration especially the three design problems following.
1) The effects of propeller blast on the wings of the device.
Propellers or rotors are usually fixed to engines mounted at each end of a wing which serves as a structural support. However, this provision poses a problem during the transition between the vertical flight and ~~ _e horizontal flight. Variations of the angle of the direction of the breath of the propellers do not follow not directly the variations in the angle of inclination of 'Propellers. As long as the harizontal speed and the lift resultant due to the levitation surfaces Conventional values are relatively low, the most of the lift is provided by the propellers or the rotors themselves. Because of this phenomenon, the propellers bow very forward slowly when the aircraft starts to fly into landing, then more quickly when the wings start to provide a greater part of the lift. At contrary, the angle of i.nclination of the breath due to the propellers varies rapidly in the beginning then more slowly when the aircraft switches from vertical flight to horizontal flight.
Until now, in the prior art, both following configurations were used to attempt to avoid the problem of having different speeds the propellers themselves and their resulting breath bow to the wings.
(a) The horizontal antenna is fixed in such a way
3 permanente à l'appareil et les hélices proprement dites pivotent vers le haut. Toutefois, cette configuration présente un inconvénient majeur. Lorsque les hélices' sont dans la position verticale, leur souffle agit directement vers le bas sur l'aile et crée une force dirigée vers le bas comparable à urge portance négative. Cette perte de sustentation rêduit en fait la charge utile de l'appareïl.
b) L'aile horizontale est fixée de manière permanente aux hélices et pivote en même temps que celles-ci. Ceci supprime le problème de la portance négative mais introduit un autre problème. Lorsque l'aile pivote vers le haut et que l'avion a encore une vitesse horizontale, la totalité de la surface de l' aile est placée directement dans la trajectoire du courant d'air. La masse d'air qui heurte brutalement cette énorme surface plane entraïne des problèmes de stabilü~é et de pilotage.
2) Le mécanisme d'inclinaison Dans un hélicopta'_re â rotors inclinables, le mouvement de tangage est produit par une variation du pas c~clique des rotors. Dans un avion â hélices inclinables, ce mouvement de tangage est produit par une variation de la poussée d'un rotor de queue aux:ïliaire à axe vertical, le cas échéant. Dans tous les cas, un mouvement d'inclinaison des hélices ou des rators dans les appareils à hélices ou rotors inclinables de l'art antérieur est obtenu à l'aide d'une servocommande montée sur l'aile ou sur le fuselage.
I1 va sans dire qu'une fiabilité extrême est exigée de cette servocommande. En cas de panne de ce mécanisme, l'appareil sur lequel celui-ci est installê aurait de grandes difficultés à atterrir du fait que les hélices ou les rotors resteraient en configuration de vol en palier et heurteraient le sol. en raisan de leur grand diamètre lorsque l'avion tenterait d'atterrir.
3) Combinaison dEa commandes de roulis et de lacet Un mouvement antisymétrique, â savoir le roulis et le lacet, est généralement gouverné par des variations du pas 3 permanent to the device and the propellers themselves rotate upwards. However, this configuration presents a major disadvantage. When the propellers' are in the vertical position, their breath acts directly down on the wing and creates a force directed towards the low comparable to urge negative lift. This loss of The lift actually reduces the payload of the device.
(b) The horizontal wing is fixed in such a way permanent to the propellers and pivots at the same time as those this. This removes the problem of negative lift but introduces another problem. When the wing pivots towards the high and that the plane still has a horizontal speed, the entire surface of the wing is placed directly in the path of the air flow. The air mass that brutally hit this huge flat surface entails problems of stability and control.
2) The tilt mechanism In a helicopter with tilting rotors, the movement of pitch is produced by a variation of the pitch rotors. In an airplane with tilting propellers, this pitching motion is produced by a variation of the thrust from a tail rotor to the vertical axis, the optionally. In all cases, a tilting motion propellers or rators in propeller or tilting rotors of the prior art is obtained using a servo mounted on the wing or on the fuselage.
It goes without saying that extreme reliability is required of this servocontrol. In case of failure of this mechanism, the apparatus on which it is installed would have great difficulty landing because propellers or the rotors would remain in level flight configuration and hit the ground. due to their large diameter when the plane tries to land.
3) Combination of roll and yaw controls Antisymmetric movement, ie rolling and lace, is usually governed by variations of the
4 et de l'angle d'inclinaison des hélices. Dans le cas d' aérodyne dans lequel l' ensemble de l' aile pivote en même temps que les hélices, le mouvement de roulis et de lacet est gouverné à l'aide de volets placés sur l'aile et sur lesquels agit le souffle des hélices. Toutefois, l'effet de ces gouvernes de pilotage varie en fonction de l'angle d' inclinaison des hê:Lices ou de l' aile, selon qu' elles sont complètement à l'hor.izontale, complètement à la verticale, ou quelque part entre les deux positions. Pendant un vol vertical, .Les variations du pas des hélices influent sur le taux de roulis de l'aérodyne, tandis que pendant un vol en palier, les variations du pas influent sur le taux de lacet de l'appareil. De méme, l'inclinaison des hélices ou du volet d'aile entraîne des variations du lacet pendant un vol vertical, mais des variations du roulis pendant un palier. La combinaison de ces commandes pour permettre à
un pilote de les appréhender et de les manipuler facilement est très compliquée, et des commandes de vol numëriques gérées par ordinateur sont par conséquent nécessaires.
Ces trois problëmes de conception ont étë résolus dans les aérodynes à rotors inclinables de l'art antérieur à
l'aide de systèmes ta-és complexes. Le coût élevé de cette complexité limite l'utilisation des appareils de ce type à des tàches très spö:cifiques. En outre, le coût élevë de ce niveau de complexité rend impossible l'application de la technologie des rotors inclinables aux petits appareils du type utilisé dans l'aviation générale, qui constituent la majeure partie du marchê.
La présente invention se propose d'introduire de nouvelles solutions pour remédier à ces trois problèmes de conception.
Les antériorités suivantes sont connues du demandeur et sont mentionnées ici à titre de référence .
brevet américain N° 1 981 700 au nom de Hoffman, brevet américain N° 3 289 980 au nom de Hill, brevet amëricain N° 3 358 946 au nom de Shye, brevet amrinain N 3 409 248 au nom de Bryan, brevet amricain N 3 488 018 au nom de Johnson, brevet amricain N 4 541 593 au nom de Cabrol, brevet amricain N 4 641 800 au nom de Rutan, brevet amricain N 4 881 701 au nom de Bullard, brevet amric~ain N 5 320 306 au nom de Gennaro, brevet amricain N 5 419 514 au nom de Ducan.
La prsente invention se distingue des brevets mentionns ci-dessus en rfr ence, pris sparment ou en combinaison, en ce sens qu'ell e envisageune configuration particulire de l'aile, de l' empennage horizontal et des dispositifs de montage des hlices, ainsi que des techniques de pilotage et un mode de mise en oeuvre de celles-ci qui ne sont enseigns ou suggrs nulle part dans l'art .antrieur.
La présente invention vise un aérodyne à
décollage et atterr=~ssage verticaux, comprenant deux hélices droite et cxa.uche (37) portées chacune par une nacelle (33,35), les nacelles étant montées de façon pivotante pour s'incliner entre des orientations verticale 20 et horizontale, chaque hélice incluant des moyens pour faire varier lel.zr pas de façon cyclique suivant l'azimut latéral, et un moyen c~e c:ommande de roulis à la disposition du pilote, le moyen de commande de roulis étant relié de façon antisymétrique aux moyens de variation cyclique latérale du pas des pales, quelle que soit l'inclinaison des nacelles (33, 35) , el~ en ce que le sens de rotation des hélices est le sens :~upradivergent dans lequel l'hélice droite tourne dans l.e sens horaire tandis que l'hélice gauche tourne dans le sens antihoraire, l' action en roulis 30 des composantes radicales cycliques des fc>rces aérodynamiques sur le:~ pales étant ainsi dans le même sens 5a que celle des composart:es axiales et s' y ajoutant puis s' y substituant à mesure que l'incl:inaisen des nacelles passe de la verticale à l'hori.zontale.
Les buts, aspects et avantages de la présente invention seront mieux compris â la lecture de la description détaillée suivante du mode de réalisation préféré donnëe â titre d'exemple nullement limitatif en rëférence aux dessins annexés dans lesquels .
les figures 1 à 1_2 représentent successivement les différents modes de fonctionnement de l'appareil de la 1« prêsente invention depuis une position de stationnement sur un tarmac, â un décollage vertical, une transition en vol horizontal, un vol horizontal, une transition entre un vol horizontal et une descente verticale, une descente verticale et un atterrïssage ;
la figure 13 reprësente une combinaison des figures 1 à 6 en une seule sëquence ;
la figure 14 représente une combinaison des figures 7 â 12 en une seule séquence ;
la figure 15 représente les forces résultant de variations du pas cyclique latéral pendant un vol stationnaire, les axes des hélices étant en position verticale ;
la figure 16 représente les forces rësultant de variations du pas cyclique latéral pendant un vol de translation, les axes des hélices ëtant en position horizontale ;
la figure 17 est une vue en perspective de l'appareil de l'invention ;
la figure 18 e.st une vue postérieure de la nacelle d'hélice gauche, comportant des parties arrachées pour mieux montrer les d~aails ;
la figure 19 est une vue frontale de la nacelle d'hélice gauche et de l'organe central, comportant des parties arrachées pc>ur mieux montrer les dêtails ; et la figure 20 est une représentation schématique de la disposition génërale des commandes de vol de l'appareil de l'invention.
En référence tout d'abord à la figure 17, l'avion de l'invention est dësigné d'une manière gënérale par le numéro de rëférenc,e 10 et comprend un fuselage 11 comportant une partie de cockpit 13 munie d'une verrière 15 qui peut étre ouverte d'une manière bien connue de l'homme de l'art pour permettre d'accéder au cockpit 14.
Le fuselage 11 possêde une extrëmité avant 12 et une extrémité arrière 16.
A l'arrière du cockpit 14, sont situés des moyens moteurs comprenant un ou plusieurs moteurs. L'un des moteurs est représenté schématiquement et désigné par le numëro de référence 17. A l'arrière de l'appareil 10, une aile unique 19 est montêe sur le fuselage 11 à l'aide de mâts fixes 21 et 23. Comme cela est visible sur la figure 17, l'aile 19 a une configuration dans l'ensemble en forme de V et comprend des dérives verticales 25 qui pendent vers le bas depuis les extrêmités de l'aile 19.
Chaque côté du fuselage 1.1 comporte, monté sur lui, un bras de support, les bras de support étant respectivement désignës par les numéros de référence 27 et 29. Chaque bras possëde une extrémité distale par rapport au fuselage 11, comprenant un pivot 31 auquel est reliée de manière pivotante une nacelle d'hélice, la nacelle gauche étant désignée: par le nurnéro de référence 33, et la nacelle droite par lr-__' numéro de référence 35_ Chacune des nacelles 33, 35 porte une hêlice rotative 37 qui peut être entraînée en rotation par les moteurs 17 d'une manière qui sera décrite plus en détail ci-après.
A l'extrémité avant du fuselage 11, il est prévu un empennage horizontal 40 qui comprend deux empennages canards parallèles 41 dirigés de manière opposée dont chacun porte un volet pivotant unique 43 qui peut être actionné par le pilote d' une manière bien connue de l' homme de l'art.
. Comme cela a été expliqué précédemment, les figures 18 et 19 sont respectivement des vues postérieure et frontale de la nacellE: d' hélice gauche 33 . En rëférence aux figures 18 et 19, chaque nacelle d'hélice comprend les organes décrits ci-dessous.
Des moyens de transmission comprennent une boîte de transmission 47 contenant deux pignons coniques 49 et 51 qui coopèrent pour renvoyer à angle droit le mouvement de rotation d'un arbre d'entraînecnent 45 reliê à l'un des moteurs 17, afin que les hélices 37 puissent être entraînëes en rotatïon de manière appropriée. L'arbre d'hélice 53 est creux et relié à un moyeu d'hélice 55 qui, dans le mode de réalisation représenté, comprend trois bras rigides 57 dont chacun supporte mobile en rotation une pale d'hélice 59. L'appareil de l'invention comprend des moyens de variation de pas.
En référence plus particulièrement à la figure 18, ô
chaque pale possède en son pied un insert 61 relié au bras correspondant 57 par deux paliers dont l'un est désigné par le numê:ro de référence 63 et consiste en un palier lisse, tandis que l'autre est désignë par le numéro de référence 65 et consiste en un palier sur roulement à
contact oblique et â chemin de roulement profond. Ce palier 65 absorbe des forces centrifuges et les deux paliers absorbent des forces et des mouvements résultant de la portance et de la trainée aérodynamiques tout en permettant à chaque pale de tourner de manière contrblée autour du bras 57 sur lequel elle est montée pour permettre une variation du pas.
En rëférence à la figure 19, un levier 67 traverse l'axe de chaque pale d'hélice et est fixé à la base de celle-ci pour en commander le pas . En référence aux figures 18 et 19, l'organe dEa commande de pas collectif se compose d'une tige interne 69 qui s'étend à travers l'arbre d'hélice creux 53 et déborde aux deux extrémités de celui-ci. A l'extrémité arrière de l'arbre d'hélice creux, la tige 69 est actionnée axialement par un mêcanisme double 71 formë d'un ensemble .3 vis et écrou, lui-méme actionné par une tige 73 rigide en torsion articulëe à la cardan en 74 et 76, qui agit de maniëre ïdentique sur les hélices 37 gauche et droite pour maintenir le pas de celles-ci synchronisé. A l'extrémité avant de l'arbre d'hélice creux 53, la tige interne ~~9 comporte, fixé à elle, un organe en forme d'étoile 75 dont chaque branche est fixée à un levier de commande de variation de pas 77.
L'organe de commande de pas cyclique se compose d'un plateau oscillant 79 accouplé avec la partie avant de la boîte de transmission 81. Les inclinaisons longitudinale et latérale du plateau 79 sont commandées par le pilote. -L'organe de commande de pas cyclique comprend, en plus, un autre plateau 83 qui tourne avec l'hélice et comprend autant de bras qu'il y a de pales d'hélice 59.
Sur chaque pale, le levier de commande de variation de pas 77 réalise la somme des variations de pas cyclique et collectif ordonnëes par le pilote. A l'une de ses extrëmitës 87, le levier est fixé au levier de pas de pale 67 à l'aide d'une biellette. A son autre extrémité
désignée par le numéro de référence 89, le levier de commande de pas 77 est relié au plateau rotatif 83 également â l'aide d'une biellette.
En un point proche de son point médian, désigné par le numéro de référence 91, le levier de commande de pas 77 est relié à l'organe en forme d'étoile 75 de la commande de pas collectif. C:e dispositif formé de l'organe en étoile 75, du plateau oscillant 79, du levier de commande de pas 77 et des biellettes constitue les moyens de variation de pas collectif et cyclique décrits précédemment.
Lorsque le plateau 79 est dans sa position neutre, son plateau rotatif 83 est perpendiculaire à l'axe de l'hélice et ne transmet aucun mouvement axial à l'extrémité 89 du levier de commande de pas 77, de sorte que cette extrëmité
89 reste immobile. L'organe en forme d'étoile 75 déplace axialement he point médian 91 du levier de commande de pas 77 et, par conséquent, l' extrémité 87 de celui-ci ainsi que le levier de pas de pale 67 qui y est fixé, d'une distance égale pour chaque paa_e, afin de réaliser la variation du pas dit collectif.
Pour n' importe quelle position de cet organe en étoile 75, et pour n'importe quelle valeur du pas de pale collectif, si le pilo~:e incline le plateau oscillant 79 par rapport à sa position neutre, le plateau rotatif 83 se déplace parallèlement. Les extrémités des bras du plateau 83 doivent alors suivre, axialement, une fonction sinus ou cosinus de leur azimut. Le mouvement axial de chaque extrëmité de bras est transmis à l'extrëmité 89 du levier de commande de pas 77 par la biellette et, de là, à
85 l'extrémité 87 du même levier 77 dont le point médian 91 conserve la même position donnée que l'organe en forme d'étoile 75, et finalement au levier de pas de pale 67. Le choix par le pilote de la phase et de l'amplitude de l'inclinaison du plateau oscillant 79 lui permet de communiquer aux hêlices la variation de pas cyclique 4 and the angle of inclination of the propellers. In the case aerodyne in which the entire wing pivots at the same time.
time that the propellers, the roll and yaw movement is governed by flaps placed on the wing and on which acts the breath of the propellers. However, the effect of these control surfaces varies depending on the angle inclination of the hé: Lices or wing, depending on whether they are completely horizontal, completely vertical, or somewhere between the two positions. During a flight Vertical, .Variations of the pitch of the propellers affect the roll rate of the aircraft, while during a flight In step, the variations of the step influence the rate of yaw of the device. Similarly, the inclination of the propellers or the wing flap causes variations in the yaw during a vertical flight, but roll variations during a bearing. The combination of these commands to allow a pilot to apprehend and manipulate them easily is very complicated, and digital flight controls computer-based management are therefore necessary.
These three design problems have been solved in tilt rotor aerodynes of the prior art to using complex ta-és systems. The high cost of this complexity limits the use of devices of this type at very special tasks. In addition, the high cost of this level of complexity makes it impossible to apply tilting rotor technology for small devices of the type used in general aviation, which constitute most of the market.
The present invention proposes to introduce new solutions to remedy these three problems of design.
The prior art is known to the applicant and are mentioned here for reference.
U.S. Patent No. 1,981,700 to Hoffman, U.S. Patent No. 3,289,980 to Hill, US Patent No. 3,358,946 to Shye, amrinain patent N 3 409 248 in the name of Bryan, U.S. Patent No. 3,488,018 to Johnson, US Patent No. 4,541,593 to Cabrol, U.S. Patent No. 4,641,800 to Rutan, U.S. Patent No. 4,881,701 to Bullard, American Patent No. 5,320,306 to Gennaro, U.S. Patent No. 5,419,514 to Ducan.
The present invention is distinguished patents mentioned above in reference, taken separately or in combination, in that it envisages a configuration particular of the wing, the horizontal empennage and the device mounting devices, as well as piloting techniques and a mode of implementation artwork of these which are not taught or suggested anywhere in the art of the past.
The present invention aims at an aerodyne at vertical take-off and landing, including two straight propellers and cxa.uche (37) each carried by a nacelle (33,35), the nacelles being mounted so pivoting to tilt between vertical orientations 20 and horizontal, each propeller including means for to vary lel.zr not cyclically according to the azimuth lateral, and a means c ~ ec: roll control available of the pilot, the roll control means being connected to antisymmetric way to the means of cyclic variation lateral pitch of the blades, whatever the inclination nacelles (33, 35), el ~ in that the direction of rotation of the propellers is the meaning: ~ upradivergent in which the propeller right turns clockwise while the propeller left rotates counterclockwise, roll action Radical cyclical components of fc> rc aerodynamic on the: ~ blades being thus in the same direction 5a that of the composart: es axial and adding thereto and then substitute as the incl: inaisen of the nacelles passes from the vertical to the hori.zontale.
The purposes, aspects and benefits of this invention will be better understood when reading the following detailed description of the embodiment preferred given by way of non-limiting example in reference to the accompanying drawings in which:
Figures 1 to 1_2 represent successively the different modes of operation of the device the 1 "present invention from a parking position on a tarmac, at a vertical takeoff, a transition in flight horizontal, a horizontal flight, a transition between a flight horizontal and a vertical descent, a descent vertical and landing;
Figure 13 shows a combination of figures 1 to 6 in a single sequence;
Figure 14 shows a combination of figures 7 to 12 in a single sequence;
Figure 15 shows the forces resulting from lateral cyclic pitch variations during a flight stationary, the propeller axes being in position vertical;
Figure 16 shows the forces resulting from lateral cyclic pitch variations during a flight of translation, the axes of the propellers being in position horizontal;
Figure 17 is a perspective view of the apparatus of the invention;
Figure 18 e.st a posterior view of the nacelle left propeller, with parts torn off for better show the details;
Figure 19 is a front view of the nacelle left propeller and the central body, with parts torn off pc> ur better show the details; and Figure 20 is a schematic representation of the general provision of the flight controls of the aircraft the invention.
Referring first to Figure 17, the aircraft of the invention is generally designated by the reference number, e 10 and includes a fuselage 11 having a cockpit portion 13 with a canopy 15 that can be opened in a well-known manner of those skilled in the art to allow access to the cockpit 14.
The fuselage 11 has an end before 12 and a rear end 16.
At the rear of the cockpit 14 are located means engines comprising one or more engines. One of the engines is shown schematically and designated by the reference numeral 17. At the rear of the apparatus 10, a single wing 19 is mounted on the fuselage 11 with the help of fixed masts 21 and 23. As can be seen in the figure 17, the wing 19 has a configuration in the overall shape of V and includes vertical drifts 25 that hang towards down from the ends of wing 19.
Each side of the fuselage 1.1 features, mounted on it, a support arm, the support arms being respectively designated by reference numerals 27 and 29. Each arm has a distal end to to the fuselage 11, comprising a pivot 31 to which is connected pivotally a prop boat, the basket left being designated: by the reference number 33, and the right basket by reference number 35 Each of the nacelles 33, 35 carries a rotating heal 37 which can be driven in rotation by the motors 17 in a manner that will be described in more detail below.
At the front end of the fuselage 11, there is provided a horizontal empennage 40 which includes two empennages parallel ducks 41 directed in an opposite way each carries a single pivoting flap 43 which can be operated by the pilot in a manner well known to the man art.
. As explained above, the figures 18 and 19 are respectively posterior views and frontal of the nacelle: left propeller 33. In reference to Figures 18 and 19, each propeller pod includes the bodies described below.
Transmission means comprise a box of transmission 47 containing two bevel gears 49 and 51 who cooperate to refer at right angles to the movement of rotation of a drive shaft 45 connected to one of the motors 17, so that the propellers 37 can be rotated appropriately. The tree propeller 53 is hollow and connected to a propeller hub 55 which, in the embodiment shown, comprises three arms rigid 57 each of which supports mobile rotation of a blade The apparatus of the invention comprises means of step variation.
With particular reference to FIG.
oh each blade has in its foot an insert 61 connected to the corresponding arm 57 by two bearings, one of which is designated by reference number 63 and consists of a plain bearing, while the other is indicated by the number reference 65 and consists of a bearing bearing on oblique contact and a deep raceway. This level 65 absorbs centrifugal forces and both bearings absorb forces and movements resulting from the aerodynamic lift and drag while allowing each blade to rotate in a controlled manner around the arm 57 on which it is mounted to allow a step variation.
With reference to FIG. 19, a lever 67 crosses the axis of each propeller blade and is attached to the base of this one to order the step. With reference to figures 18 and 19, the organ of collective order is composed of an inner rod 69 which extends through the shaft hollow propeller 53 and overflows at both ends of it this. At the rear end of the hollow propeller shaft, the rod 69 is actuated axially by a double mechanism 71 formed of a .3 screw and nut assembly, itself actuated by a rigid rod 73 in torsion articulated with the cardan in 74 and 76, which acts identically on the propellers 37 left and right to maintain the pace of these synchronized. At the front end of the hollow propeller shaft 53, the internal rod ~~ 9 comprises, attached to it, a member star shape 75 each branch is attached to a lever pitch variation control 77.
The cyclic pitch controller consists of a swash plate 79 coupled with the front part of the gearbox 81. Longitudinal inclinations and lateral plate 79 are controlled by the pilot. -The cyclic pitch controller further comprises a another platter 83 that rotates with the propeller and includes as many arms as there are propeller blades 59.
On each blade, the dimmer control lever of step 77 realizes the sum of the cyclic pitch variations and collective ordered by the pilot. At one of his extremes 87, the lever is attached to the step lever of blade 67 using a link. At its other end designated by the reference number 89, the lever of pitch control 77 is connected to the turntable 83 also using a connecting rod.
At a point near its midpoint, designated by reference number 91, pitch control lever 77 is connected to the star-shaped member 75 of the control collective step. C: e device formed of the organ in star 75, swash plate 79, control lever steps and connecting rods constitute the means of group and cyclical variation described previously.
When the plate 79 is in its neutral position, its turntable 83 is perpendicular to the axis of the propeller and does not transmit any axial movement to the end 89 of the pitch control lever 77, so that this extremity 89 remains motionless. The star-shaped member 75 moves axially he midpoint 91 of the pitch control lever 77 and, therefore, the 87 end of it as well as the blade pitch lever 67 attached thereto, from a distance equal for each paa_e, in order to achieve the variation of not said collective.
For any position of this star-shaped organ 75, and for any value of the pitch of the blade collective, if the pilo ~: e inclines the swash plate 79 by relative to its neutral position, the turntable 83 is moves parallel. The ends of the arms of the tray 83 must then follow, axially, a sine function or cosine of their azimuth. The axial movement of each end of arm is transmitted to the end 89 of the lever pitch control 77 by the rod and from there to 85 the end 87 of the same lever 77 whose midpoint 91 keeps the same position given that the organ shaped 75, and finally to the blade pitch lever 67. The choice by the pilot of the phase and amplitude of the inclination of the swash plate 79 allows it to to communicate to the shackles the variation of cyclic pitch
5 latéral et longitudinal décrite ci-dessus.
Conformément aux enseignements de la présente inventïon, les hélices 37 s'inclinent autour d'un pivot 93 sans faire appel à un systême de commande mécanique, mais à un assemblage passif. Cet assemblage comprend une tige 10 de torsion 95 gui forme une liaison élastique. Cette tige de torsion 95 transmet l'angle d'inclinaison des hélices 37 à un organe central par l'intermédiaire d'un mécanisme à
crémaillère et pignon, crémaillëre qui est désignée par le numéro de référence 97, tandis que le pignon est désigné
par le numéro de référence 99. L'élasticitë en torsion de la tige 95 permet un différentiel d'inclinaison d'environ 2 à 3 degrés des hélices respectïvement l'une par rapport à l'autre. Comme cela est mieux visible sur la figure 19, ~la crémaillère 97 est reliée à une tige 101 qui posséde, reliés à elle, des moyens amortisseurs comprenant un piston amortisseur 103 qui effectue un mouvement de va-et-vient à l'intérieur d'un cylindre hydraulique 105 dont les extrémitës sont reliées entre elles par l'intermédiaire de passages ou de conduits 107 et 109 qui communiquent par un gicleur calibré 111. Le diamètre du gicleur est suffisamment étroit pour ne permettre qu'un faible écoulement entre les deux extrémités du cylindre et, par conséquent, une vite:~se d'inclinaison lente des hélices.
Un robinet 113 est prévu dans le passage 107 et peut être commandé par le pilote d' une manïère bien connue de l' homme de l'art pour former un système de freinage qui, lorsque le robinet est fermé, empêche un déplacement de la crémaillère 97 et, par conséquent, du pignon 99. Un mécanisme de blocaç3e est prévu pour empêcher une inclinaison des hélices au-delà de la position à 90 degrés, mécanisme de blocage qui consiste en une simple butée de fin de course formée par la paroi supérieure 106 du cylindre amortisseur, qui limite la distance de déplacement maximal du piston 103 à l'intêrieur du cylindre 105.
Un mécanisme de verrouillage est formé d' un doigt 114 qui vient se loger dans un trou 115 s'étendant à travers le centre du pivot 93. Le doigt 114 peut ëtre ressorti et déverrouillé par un électroaimant 117, un câble 119 êtant prévu en secours, en cas de panne de l'ëlectroaimant 117.
En réfêrence à la figure 20, des moyens de commande pour commander le fonctionnement de l'appareil comprennent le manche de commande 121 du pilote, relié à une articulation 123 du type à rotule, qui permet une inclinaison Avant-Arrière, Droite-Gauche du manche et une rotation de celui-ci sur lui-mëme. Le manche de commande 121 est relië directement aux mécanismes de commande cyclique situés dans les nacelles des hélices par quatre transmissions souples à billes sous gaine. Deux dé ces transmissions, désignées par le numéro de référence 125, sont reliées sous les panneaux de plancher du cockpit à la partie infërieure du manche 121 et sont actionnées par les mouvements d'inclina~_son Droite-Gauche de ce dernier. Les extrémitês 127 des transmissions 125, situëes dans les nacelles des hélices, agissent sur les plateaux de commande de pas cyclique latéral en compensant par construction le déphasage de l'extrémité 89 du levier de commande de pas cyclique 77 par rapport à l'azimut réel des pales, soit environ 45° sur la figure 20. Les deux autres transmissions sont désignées par ;Le numéro de référence 129 et sont reliées sous les panns:aux de plancher du cockpit à un petit levier transversal 13.1 qui est lui-méme relié au manche 121 et se déplace lors d'un mouvement d'inclinaison Avant-Arrière du manche ou d'une rotation de celui-ci. Les extrémités 133 des transmissions 129, situées dans les nacelles des hélices agissent sur les plateaux de commande de pas cyclique longitudinal, conformément à la description précédente.
Comme cela sera expliquë plus en détail ci-après, ces connexions de commande simples suffisent à assurer toutes les manoeuvres en vol nécessaires pour piloter l'avion 10 de l'invention. Le mouvement d'inclinaison Droite-Gauche du manche 121 commande des variations antisymétriques des plateaux de commande de pas latéral, pour ainsi créer un moment de roulis qui entraîne l'appareil en roulis. Un mouvement d'inclinai~~on Avant-Arrière du manche commande des variations symétriques des plateaux de commande de pas longitudinal pour ainsi créer le moment de tangage qui permet à l'appareil de voler avec le nez vers le haut et vers le bas, c' est-à-dire en cabré et en piquë. Le même mouvement du manche de commande 121 permet également de modifier l'angle d'inclinaison des hélices, à condition que le robinet de frein 1,13 ait étê ouvert, comme cela a été
expliqué. Une rotation du manche de commande 121 commande, par l'intermédiaire du levier transversal 131, des variations antisymétriques de la commande de pas longitudinal qui, du fait de l'élasticité de la tige de torsion 95, modifie ci son tour l'angle d'inclinaison des hélices et la direction de leur souffle. Ceci crée le moment de lacet nécessaire pendant un vol à basse vitesse et pendant les tran~~itions entre les modes de vol. Un mouvement de rotation du manche de commande 121 remplace le palonnier que l'ors trouve dans un avion traditionnel.
Si on le souhaite, toutefois, un palonnier peut être installé et sera, par conséquent, relié au levier transversal 131 d'une manière bien connue de l'homme de l'art. Cependant, la configuration décrite ici permet au pilote de piloter l'a;ppareil 10 d'une seule main, au lieu d' utiliser l' une de ~~es mains et ses deux pieds . I1 est possible de déterminez- des degrés variables de sensibilité
de réponse aux entrées de commande en sélectionnant soigneusement les longueurs des bras de levier aux extrêmités des mécanismes de transmission 125 et 129.
En gardant à l'esprit la description ci-dessus de la prêsente invention, donnée en référence aux figures 17 à 20, le lecteur est maintenant invité à se référer aux figures 1 à 16 afin de comprendre tous les modes de fonctionnement de l'avion 10 de l'invention.
Les descriptions. suivantes du pilotage en tangage et des manoeuvres de transition ainsi que du pilotage en roulis et en lacet vont permettre au lecteur de comprendre de quelle manière les trois caractêristiques de conception importantes décrites précédemment dans la partie consacrée au résumé de l'invent:ion, sont utilisées pour résoudre les difficultês associêes aux trois points à prendre en considération pour la conception, et qui ont été évoqués en introduction.
Un premier aspect concerne le pilotage de l'aérodyne suivant des degrés de liberté symétriques, notamment en ce qui concerne le tangage de l'appareil et l'inclinaison des hélices.
En ce qui concerne la puissance des moteurs et le pas des hélices, une action symétrique influencera la vitesse à laquelle les hélices tournent ainsi que la poussée des hélices 17. Cette vitEa se des hélices est supposëe rëgulée et traitée conformém~:nt à des principes connus, ce qui permet au pilote de concentrer son attention sur le tangage de l'appareil et l'ïnclinaison des hélices. Par exemple, dans un avion caractëristique, les deux hélices synchronisées sont équipées d'un dispositif permettant des variations identiques de leur pas, variations qui sont effectuées par un mécanisme d'actionnement de commande de pas. Le pilote dispose de commandes lui permettant de choisir un réglage de régime des hélices pour chaque phase individuelle de vol, par exemple, "régime de décollage" ou "régime de croisière" . Une fois qu' un réglage a été choisi, il est conservé pendant toute la durée de la phase de vol ;
aucune entrée du pilote n'est nécessaire pour les modifications minimes qui doivent être apportées en continu aux réglages de régime pendant le vol. Un régulateur interne apporte des modifications minimes continues au pas des hélices, afin de faire en sorte que celles-ci fonctionnent à la vitesse de rotation appropriée pour maintenir la phase de vol choisie.
De plus, le pilote commande le réglage de puissance des moteurs 17 à l'aide de manettes des gaz qu'il actionne de la main gauche. Lia manettes des gaz sont jumelées afin que des variations de puissance identiques soient apportëes à chaque moteur, lorsque tous les moteurs 17 fonctionnent correctement. En cas de panne d'un moteur, le pilote peut compenser la perte cie puissance du moteur défaillant en augmentant la puissance du ou des moteurs) restant(s).
Cette procédure d'urgence peut être automatisée au moyen de méthodes actuellement disponibles, afin de libêrer la main gauche du pïlotE~ d'une occupation permanente par les manettes de gaz.
Sur la base des méthodes de pilotage existantes qui ont ëté rappelées ci-dessus, les techniques de pilotage en tangage et inclina:Lson des hëlices conformément aux enseignements de la présente invention sont les suivantes.
Gouverne de tangage de l'appareil Le tangage de 1"appareil est gouvernë par des variations symétriques de la composante longitudinale du pas cyclique des hélices. Ces variations de pas provoquent un moment de tangage qui est appliqué aux hélices par des forces aérodynamique: extérieures. Ce moment est transmis des hélices au fuselage 11 par l'intermédiaire de l'organe central en passant par le système d'amortissement, le mécanisme de blocage, le mécanisme de verrouillage, et le système de freinage. Ces structures sont décrites ci-dessus en référence aux figures 17 à 20.
Lorsque le moment passe par le système d'amortissement, son amplitude est réduite d'un moment aérodynamique dû à la vitesse d'inclinaison des hélices.
Toutefois, la vitesse, d'inclinaison des hélices (1/4 tour en 20 secondes) est suffisamment faible comparativement à
la vitesse de rotation des hélices (10 â 20 tours par seconde) pour que le moment dû à la vitesse d'inclinaison des hélices soit négligeable.
Cette mëthode de gouverne par le pas cycliqué est 5 presque identique à celle utilisée par les hélicoptères conventionnels. Elle supprime la nécessité de prévoir un rotor de queue auxiliaire de contrôle de tangage ou deux paires de rotors principaux en tandem.
D' autre part, ceste méthode de gouverne de tangage par 10 le pas cyclique n'est pas affectée par la vitesse horizontal de l'appareil ou par l'angle d'inclinaison des hélices. Cette techr~ique est par conséquent extrêmement efficace et peut être utilisëe dans toutes les phases de vol, que l'appareil soit en phase de décollage, en phase 15 d'atterrissage, en pr~ase de vol de croisière en palier, ou en phase de transition entre des modes de vol vertical et horizontal.
Inclinaison des hélices Les paragraphes suivants décrivent le déroulement de la transition de L'appareil du vol vertical au vol horizontal, ou tran~;ition aller, puis de la transition retour. Le déroulement est décrit étape par étape, chaque étape étant illustrée. par une figure portant un numéro correspondant.
Etape 1. L'appareil a décollé verticalement et est en vol immobile ou stationnaire au-dessus du terrain d' aviation. Le pilote a passé en revue toutes les consignes de la liste de vérifïcation et a sélectionné les réglages de régime et de puissance appropriés. I1 s'est assuré, comme cela est indiqué sur sa liste de vérification, que les volets 43 prévus :pur les empennages canards 41 étaient complëtement sortis.
Pendant que l'appareil est en vol immobile, l' écoulement d' air aspiré vers le bas par les hélices a une vitesse trës faible lorsqu'il passe au-dessus de l'aile 19 et des empennages canards 41. Les forces aérodynamïques résultant de l'écoulement de l'air au-dessus de l'aile I9 et des empennages canards 41 sont négligeables, moyennant quoi il n'y a pas dE~ portance nëgative. A ce moment-là, l' appareil est gouverné uniquement par les hélices dont la poussée Fr assure également toute la portance.
Par conception, le centre de gravité de l' appareil est situé en avant des axes autour desquels les hêlices pivotent et en avant des ailettes 27 et 29. Cette position en avant du centre de: gravité est nécessaire pour assurer à l'appareil une stat~ilité de tangage â basse vitesse. Le poids de l' appareil appliqué au niveau du centre de gravité
par rapport à l'axe de pivotement des hélices crée un moment qui se traduit par un pïqué du nez de l'appareil.
Ce moment doit être ö:quilibré par un moment cabreur créé, par le pas cyclique c3es hélices. Pour tenir compte de ce moment, le pilote doit: placer la commande de pas cyclique dans une position situëe en arrière de la position neutre, et choisir un réglage de puissance élevé afin de maintenir un vol immobile stablsJ et en palier. Le moment crëë par les hélices et le moment crëé par le positionnement en avant du centre de gravité se neutralisent à travers le mëcanisme de blocage et le système de freinage Étape 2. Le pilote décide de partir en transition du vol vertical au vol horizontal et commence cette transition en augmentant légèrement la puissance du moteur et en faisant piquer le nez de l'appareil. Par exemple, s'il décide de réaliser cette manoeuvre avec une accélêration de 2, 5 m/s/s ( 0, 25 g ) , la poussée requise Fr est donnée par (12 + 0,25z) - 1,03, ce qui correspond â 3 % de poussée de plus que le poids ~de l'appareil.
De plus, l' angle de piqué nécessaire pour la manoeuvre est donné par tan-1 (0,25) - 14 degrés. Par consëquent, â
ce stade de la transition, l'avion doit avoir une valeur de poussée ëgale à 10~ % de son poids et un angle de piqué
de 14 degrés.
A cet instant, l'écoulement d'air généré par les hélices suit le même schéma, par rapport â 1 avion qu'au cours de l'Étape 1. Cela signifie que le sou~fle des hélices est incliné vers le bas et vers l'arrière en formant un angle d'environ 14 degrés avec une ligne imaginaire passant par le centre de gravitë. Après environ 5 secondes dans cette configuration, l'appareil atteint une vitesse horizontale <ie 12,5 m/s. 10 secondes après avoir commencé la transition du vol vertical en vol horizontal, l'avion a atteint une vitesse horizontale de 25 m/s.
Étape 3. A ces vitesses horizontales basses, l'écoulement d'air autour de l'aile est dévié vers le bas par les hêlices, ce q~,Li l'oblige à passer par dessus l'aile 19. Ceci crée sur l'aïle une force de portance nëgative (-f8), laquelle génêre à son tour un moment cabreur qui agit sur l'avion. Dans la zone des empennages canards 41, l'écoulement d'air reste peu perturbé par les hélices.
Étant donné que les volets 43 situés sur les empennages canards 41 sont complètement sortis, les empennages canards 41 fournissent une portance positive (fe) qui crée un second moment cabreur agissant sur l'appareil.
Le moment créé par la portance négative de l'aile et le moment créé par l.a portance positive des empennages canards 41 dont les volets 43 sont sortis s'additionnent pour engendrer un moment cabreur plus important dont l'amplitude croït au fur et à mesure que la vitesse vers l'avant de l'appareil augmente. Ce moment commence par compenser le moment piqueur dû au positionnement en avant du centre de gravitë de l'appareil. Puis, ces deux moments opposés s'annulent mutuellement, après quoi, lorsque la vitesse horizontale continue à augmenter, le moment cabreur surpasse le moment piqueur.
En conséquence, lorsque l'appareil prend de la vitesse, le pilote doit progressivement déplacer la commande cyclique vers l'avant par rapport à sa position situêe en arriëre de l.a position neutre des Étapes 1 et 2 afin de contrebalancez- la tendance du nez de l'appareil à
I$
se cabrer. Ceci fait que Ie vecteur de poussêe Fr agit sur un point situé derrière le centre des hélices. A ce moment-là, la butée unidirE:ctionnelle du mécanisme de blocage n' est plus active, 1;3 fermeture du robinet de frein 113 étant seule responsable de ce que les axes des hélices restent dans la position verticale (90 degrés).
Etape 4. Pour que les hëlices s'inclinent vers l'avant, il faut que le robinet de frein 113 soit ouvert.
Lorsqu'il est ouvert, les hélices commencent à pivoter d'elles-mêmes vers l'avant. Dans une variante de l'appareil conçu sans le mêcanisrne de freinage commandé par le pilote, les hélices commencent à s'incliner vers l'avant dès que le levier de commande cyclique est déplacé vers l' avant au-delà de la position nE~utre.
Pendant le mouvement d'inclinaison vers l'avant des hélices, les moments dus aux variations du pas cyclique sont transmis à l' appareil, avec une faible réduction comme cela a êté expliqué précédemment, par l'intermëdiaire du système amortisseur. Le calibre du gicleur 111 a été choisi pour étre suffisamment étroit afin de limiter la vitesse d'inclinaison des hélices â des valeurs très faibles (1/4 tour en 20 secondes - 4,5 degrés/s) de sorte que les moments de pilotage appliqués par le pilote grâce â des ajustements du pas cyclique ne varient pas de manière appréciable.
Au cours de cette étape de transition, le pilote n'a qu'à maintenir 1'accé:Lération de l'appareil à la valeur souhaitée et la pente: de la trajectoire le long de la trajectoire souhaitée. Toutes les corrections nécessaires sont effectuées à l'aide du levier de commande de pas cyclique. Par exemple, si l' appareil monte plus qu' il n' est souhaité, il suffit, pour corriger l'écart de trajectoire, de déplacer le levier de commande de pas cyclique vers l'avant pour abaisser le nez de l'appareil.
En ce qui concerne l' inclinaison des hélices, en fait, au cours des phases ~:nitiales de la transition du vol vertical en vol horizontal, ce ne sont pas les hélices proprement dites qu:i pivotent vers le bas, mais au contraire le reste de l'appareil qui pivote vers le haut.
C'est-à-dire que ce ne sont pas les hélices qui se déplacent par rapport: au sol, mais l'appareil lui-même.
L'appareil pivote de l'attitude initiale piquée qu'il avait au cours de l'Étape 2, dans une attitude de vol en palier, puis dans une attituds: cabrée. Ce redressement du fuselage 11 diminue, puis fait disparaïtre, la portance négative due à l'aile principale 19, et son moment cabreur résultant.
La perte du moment cabreur est compensée par une augmentation de la portance ( fe ) due aux empennages canards 41 dont les volets 43 sont toujours sortis.
A ce moment-là, i~andis que la vitesse horizontale de l'appareil n'est que de 10 à 20 m/s, l'essentiel de la portance de celui-ci est encore assurée directement par la poussée Fr des hélices. Toutefois, lorsque la vitesse horizontale augmente et que l'appareil commence à se cabrer, une partie croissante de la portance commence à
étre assurée par l'ai~.e 19 et les empennages canards 41.
Jusqu'alors, la puissance était maximale, c'est-à-dire réglée sur pleins gaz. Une fois que la vitesse horizontale de l'appareil a atteïnt 25 m/s, la puissance requise pour permettre à l'apparei.l de maintenir sa position sans accélération est inférieure à la puissance maximale fournie par un seul moteur. he pilote peut alors actionner les manettes des gaz pour ramener les moteurs 17 à un réglage de puissance inférieur..
Étape 5. Environ dix secondes plus tard, l' appareil atteint uné: vitesse horizontale de 50 m/s . A
cette vitesse, l'aïl.e et l'empennage horizontal 40 fournissent une portance (fa + fe) suffisante pour ëquilibrer le poids Mg de l'appareil. s'il ne l'a déjà
fait, le pilote peut :relâcher la pression du frein pour permettre aux hélices d'adopter leur position totalement horizontale.
Étape 6 . La transition aller est terminée . Les hélices sont dans leur posit;ïon totalement horizontale et sont verrouillées dans cette posïtion â l'aide du mëcanisme de verrouillage commandé par le pilote. L'appareil accélère 5 pour atteindre sa vitesse de montée de 70 m/s, puis sa vitesse de croisière de 100 â 125 m/s (la vitesse de croisière réelle étant fonction de l'altitude de l'appareil). Celui-ci est alors en tous points semblable à un avion. Son angle d'attaque et son assiette sont 10 réduits afin d'assurer sa sustentation à toutes les vitesses et â toute: les altitudes. Les volets 43 des empennages canards :pont utilisés par le pilote pour équilibrer l'appareil, de sorte que la commande cyclique peut être laissée à ~>roximité de la position neutre sans 15 nêcessiter un effort ,permanent du pilote.
L'inclinaison des hélices et le régime de puissance des moteurs 17 sont ct~uoisis en fonction des configurations nécessaires pour la montée, puis pour la croisière.
Étape 7. L'apparf;il est en configuration de croisière 20 complète ; les volet: 43 des empennages canards ont été
rentrës et la commande de pas cyclique est proche de la position neutre. La poussée Fr agit le long de l'axe central de chaque hélice.
L'appareil vole en palier â une vitesse qui se situe entre 100 et 125 m/~c. Le pilote amorce la descente de l'appareil. La vitesse: de l'appareil est ralentie à 50 m/s lorsque le pilote tire les manettes des gaz en arrière pour diminuer la puissance. L'angle d'attaque de l'aile augmente et le pilote compense en sortant les volets 43 des empennages canards afin d'ëquilibrer la portance de l'aile et de maintenir la commande cyclique â proximité de la position neutre.
Lorsque l'appareil atteint une vitesse horizontale de 50 m/s, le pilote stabilise la descente à raison de - 3 m/s et avec une pente de f~ ~ .
Étape 8. La confïguration de l'appareil à ce stade de la transition retour est semblable à la configuration qu' il avait pendant l'Étape 6. Cependant, la puissance des moteurs est réduite, puisque l'appareil est en descente et non en montée ou en accélération.
Avant de commencer la transition réelle du vol horizontal au vol vertical, le régime des hêlices est réglé
à la valeur appropriée. Ce rêglage est semblable au réglage du dêcollage, les deux réglages étant supêrieurs au réglage de croisiëre.
Étape 9. La véritable transition retour du vol horizontal au vol vertical commence lorsque le pilote rentre les volets 43 des empennâges canards. Comme les volets 43 ont été rentrés, le moment dû â la portance de l'aile doit alors étrc~ équilibré par un moment cabreur dû
aux hélices. Lorsque le pilote rentre les volets 43, il doit également tirer sur le manche de commande cyclique pour maintenir l'assi~stte de l'appareil. A ce moment-là, la poussée Fr des hélices s' exerce parallëlement à leur axe central et est appliquée au niveau d' un point bas du disque des hêlices.
Étape 10. Les verrous qui assujettissent les hélices aux ailettes sont déverrouillés et le robinet 113 est ouvert. Les hélices pivotent lentement vers le haut sous l'effet du moment cabreur dû au pas cyclique des hélices.
Tous les moments aérodynamiques sont transmis des hélices au fuselage 11 par l'intermédiaire du système amortisseur.
Au bout de 10 à 20 secondes, les hêlices sont passées de la position dans laquelle leur axe est complètement horizontal (0 degré) â~ la position dans laquelle leur axe est complètement vertical (90 degrés). Le mouvement de pivotement des héliCeS S'arréte lorsqu'elles viennent buter contre le mécanisme de blocage. Une fois que Les hélices ont atteint la posit:ïon à 90 degrés, tous les moments aérodynamiques sont transmis des hélices au fuselage 11 par l'intermédiaire du mécanisme de blocage.
Pendant que les Izélices s'inclinent vers l'arrière, la poussée Fr qu'elles fournissent est faible, et l'essentiel de la portance est assurée par l'empennage horizontal 40 et l'asile principale (fe + fa).
Etape 11. Le pilote poursuit la transition du vol horizontal au vol vertical en continuant à décélérer l'appareil. La puissance des moteurs est augmentée, ce qui se traduit par une augmentation du pas et de la poussée Fr.
L'appareil est maintenu dans une attitude légèrement cabrée afin que la poussée .comporte une composante dirigée vers l'arrière et contribLne â freiner l'appareil.
A ce stade, le souffle des hêlices crée un schéma d'écoulement d'air qui diminue l'angle d'attaque ou d'incidence de l'aile et réduit la part de la portance fa, qui est assurée pax~ l'aile. Au fur et â mesure que l'appareil ralentit pour atteindre une vitesse horizontale de 25 m/s, la majeure partie de.la portance est transférée de l'aile aux hélices.. La portance assurée par l'empennage horizontal 40 dont les volets 43 sont rentrés, est négligeable.
Le pilote décide de mettre fin à la transition retour en se préparant à poser l'appareil, dès que l'aire d'atterrissage est en. vue. La puissance des moteurs est augmentée une nouvelle fois, et le nez de l'appareil est cabré encore davantagE~. Le souffle des hélices agit de la méme manière qu'au cours de l'Étape 3, ce qui se traduit par la création d'une portance négative due à l'aile.
Toutefois, l'attitude cabrée de l'appareil ainsi que sa trajectoire descendante font que la portance négative est beaucoup moins importante que celle créée au cours de l' Étape 3. En outre, la configuration de vol de l' appareil garantit également que les hélices resteront appuyées contre leur butée veri~icale et ne pivoteront pas vers le bas. Le levier de commande de pas cyclique est maintenu tiré en arrière pour faire en sorte que les hélices restent en appui contre la butée verticale.
Étape 12. A des vitesses extrémement basses, l'écoulement d'air créë par les hélices devient semblable à celui des Etapes 1 et 2. Pour achever la transition retour, le pilote régie la puïssance afin de maintenir l'appareil à l'altitude souhaitée tandis qu'il positionne celui-ci au-dessus de :L'aïre d'atterrissage. Puis, il pose l'appareil comme il. le ferait avec un hélicoptère conventionnel.
Le pilotage de l'appareil suivant des degrés de liberté antisymétriques, c'est-à-dire en ce qui concerne le roulis et le lacet de l'appareil, peut être expliquë de la manière suivante.
Lorsque l'appare;il est en vol immobilé ou se déplace â des vitesses extrêmement faibles, la gouverne de roulis est fournie par des variations antisymëtrïques du pas cyclique latéral, sans changement du pas général des hélices. C'est le pi:l.ote qui commande ces variations en déplaçant le levier de commande de pas cyclique à gauche-ou à droite. Le rëglG~ge du pas général des hêlices doit rester égal pour chacune des hélices. Les variations cycliques entraïnent des différences de portance sur chaque moitié droite et gauche des disques des hélices. Ces différences de portancJe provoquent des moments induisant un roulis qui se transmettent au fuselage 11 par l'intermédiaire des moyeux des hélices et des ailettes. Ces moments induisant un roulis sont extrêmement efficaces et peuvent étre générés par des variations du pas cyclique de 2 ou 3 degrés seulement. En outre, la pression exercée par le pilote sur le levier de commande pour effectuer les variations de pas est minimale et ne nécessite donc aucun système d'assistance mécanique. Un tel système serait nécessaire si les variations concernaient les pas collectifs des hélices.
La gouverne de lacet est fournie par des variations antisymétriques du pas cyclique longitudinal. L'utilisation de variations symétriques du pas cyclique longitudinal comme méthode de gouverne de tangage de l'appareil a déjà
été décrite. Dans l.e cas de la gouverne de lacet, les moments de tangage opposés dus aux variations du pas cyclique de chaque hélice s'annulent mutuellement.
Cependant, en raison de l' êlasticité de la tige de liaison, chaque hélice peut Gwoir une inclinaison décalëe de 2 ou 3 degrés par rapport à l' autre ( de manière antisymétrique ) .
Du fait des différences d'angles d'inclinaison et des différences résultantes des composantes de la force de portance de chaque hélice vers. l'avant et vers l'arrière, un moment de lacet est créé. L'amplitude de ce moment est suffisamment importante pour obliger l'appareil à tourner suivant l'axe du lacet.
On notera que, pendant le vol lent, il est important de disposer d' un mécanisme de gouverne de lacet extrêmement efficace pour compexiser l'effet des rafales de vent et l'angle de dërapage cte l'appareil dû à des vents latéraux.
La méthode de gouverne de roulis décrite prëcédemment peut être utilisée efficacement pendant un vol en palier à grande vitesse. Cf~la signifie que la même méthode de gouverne de roulis peut être utilisée pouf toutes les phases de vol. A grandes vitesses, les variations antisymétriques du pas cyclique latéral créent des forces radiales qui agissent dans le plan de rotation des hélices .
Ces forces sont la cause du moment de roulis.
Le phénomène des forces de portance radiales dues aux hélices nécessite une explication. Une explication graphique est fournie sur les figures 15 et 16. La force de portance radiale est due à la valeur ëlevëe de la vitesse axiale V à travers l'hélice et, par consëquent, à
l'augmentation importante du pas général. Par exemple, à
une vitesse V égale à la vitesse périphérique wR des pales des hêlices, l'angle du pas général à l'extrémité de chaque pale est de 45 degrés . En outre, l' angle du pas général est même supérieur aux emplacements de la pale qui sont situés plus près de son pied. Lorsque la vitesse de croisière représente la moitié de la vitesse périphérique d' une pale, la moitié de la longueur de chaque pale d'hélice, de 0 à
0,5 R, a un angle de pas général supérieur à 45 degrés.
Dans ces condition;>, une variation du pas cyclique latéral 4i entraîne des différences de portance 0F entre 5 les côtés droit et gauche du disque d'hélice. (Le disque d'hélice est le disque imaginaire créé par la rotation rapide des hélices ) . :Ga composante de portance dans le plan des disques des hélices ~Fr est supérieure à la composante de portance axiale ~iE'a . Les composantes dans le plan des 10 disques des hélices n'ajoutent entre les côtés gauche et droit des disques de:à hélices,,d'oü une force de portance radiale importante. Si l'hélice droite tourne dans le sens des aiguilles d'une montre et l'hélice gauche en sens inverse, le moment dü à la portance radiale OFr (Fig. 16) 15 agit dans la même direction que le moment induit par les hélices lorsque l'avion est en vol immobile (Fig. 15). Par conséquent, cette te~~hnique qui consiste à utiliser les variations du pas cyc:l_ique latéral pour gouverner le roulis est efficace pendant toutes les phases de vol et peut être 20 employée du décollage à l'atterrissage comme seule méthode de gouverne du roulis.
En ce qui concerne les variations antisymétriques du pas cyclique longitudinal, si le mécanisme de verrouillage n'était pas verrouillé, comme en voI lent où il ne l'est 25 pas, une inclinaison antisymétrique des hélices entrainerait un moment de roulis supplémentaire mais pas de moment de lacet. I1 pourrait par conséquent sembler nécessaire de développer un mécanisme de commande pour permettre une gouverne de lacet en vol en palier à grande vitesse. Toutefois, à titre de caractéristique de l' invention et dans le but de simplifier l' appareil, un tel mécanisme de commande n'est pas nécessaire et n'est donc pas prévu dans l'appareil de l'invention.
A la différence cies vitesses lentes, le courant d'air qui circule autour de l'appareil à des vitesses élevées agit sur les empennages verticaux (dérives 25) fixés à
chacune des extrëmités de l'aile 19 pour conférer â
l'appareil la stabilitë de lacet requise. Un mécanisme de gouverne de lacet n'est donc pas nécessaire lorsque l'appareil est en vol en palier â grande vitesse. Comme c'est le cas dans d'autres avions conventionnels volant à
grandes vitesses, seuls les mécanismes de gouverne de tangage et de roulis sont nécessaires et ce sont donc les deux seuls mécanismes de gouverne dont le pilote dispose pendant que cet appareil particulier est en vol en palier à grande vitesse. La gouverne de roulis est la seule nêcessaire pour permettre à l'appareil de virer efficacement, de sorte. que les hélices sont verrouillées au niveau de la position 0 degré et que les variations antisymétriques du pas cyclique longitudinal ne sont pas utilisées.
Lorsque l'apparei.l est en transition entre les modes de vol vertical et horizontal, les méthodes de commande décrites précëdemment pour le vol à vitesse lente et à
vitesse élevée restent efficaces et peuvent étre utilisés.
Les variations antisymétriques de la composante latérale du pas cyclique provoquent le roulis de l'appareil et induisent également un :Lacet négligeable. Cela signifie que lorsque l'avion s'incline â droite, il tourne également à
droite, mais pas suffisamment pour que cela constitue un inconvënient. Les variations antisymétriques du pas cyclique longitudinal ~~réent un lacet lorsque l'appareil vole à une vitesse modérée et que les hélices ne sont que légèrement inclinées. Mais, lorsque la vitesse horizontale de l'appareil augmente,, un roulis relativement faible et nëgligeable est créë. Toutefois, la gouverne de lacet devient inutile lorsque l'appareil accêlère pour passer en vitesse de croisière, du fait de la stabïlité de lacet assurée par les dérives 25 de l'aile.
I1 est important de noter que le bénéfice de la force de portance radiale générée par les hélices est directement lié â la seconde caractéristique de conception de l'invention, c'est-à-dire à la combinaison d'une hélice à
pas cyclique variable: et d'un moyeu rigide. La portance radiale est concomitante à un moment transversal à l' hélice en raison du pas général important des hélices ( 45 degrés ) .
Un rotor d'hélicoptère est, de par sa conception à pales articulées, inapte à transmettre un moment transversal de ce type et s'oriente de lui-même pour compenser et, par conséquent, annuler ce moment et, avec lui, toute la portance radiale. Une hélice d'avion conventionnel dont le pas cyclique ne peut pas ëtre modifié, ne peut pas être manoeuvrée par le p_ïlote pour engendrer une portance radiale.
Par conséquent, :L'invention décrite ici en relation avec un mode dE: réalisation préféré remplit individuellement et collectivement tous les buts définis précédemment et propose un aérodyne â décollage et atterrissage verticaux présentant une grande nouveauté et une grande utilité.
Bien que la description ci-dessus ait porté sur. un mode de réalisation préféré de l'invention, celle-ci n'est bien entendu pas limitée aux modes de réalisation décrits et illustrés ici, et l'homme de :L'art comprendra aisément qu'il est possible d'y apporter de nombreuses variantes et modifications sans pour autant sortir du cadre de l'invention. 5 lateral and longitudinal described above.
In accordance with the teachings of this invention, the propellers 37 bow around a pivot 93 without using a mechanical control system, but to a passive assembly. This assembly includes a rod 10 of torsion 95 which forms an elastic connection. This rod of torsion 95 transmits the angle of inclination of the propellers 37 to a central body through a mechanism to rack and pinion, rack which is designated by the reference number 97, while the pinion is designated by reference number 99. The torsional elasticity of the rod 95 allows a tilting differential of about 2 to 3 degrees of propellers respectfully relative to each other to the other. As best seen in Figure 19, ~ the rack 97 is connected to a rod 101 which has, connected to it, damping means comprising a piston shock absorber 103 which moves back and forth inside a hydraulic cylinder 105 whose extremities are connected to one another via passages or conduits 107 and 109 that communicate through a calibrated nozzle 111. The nozzle diameter is narrow enough to allow only a weak flow between the two ends of the cylinder and, by therefore, a quick: ~ s of slow inclination of the propellers.
A valve 113 is provided in the passage 107 and can be commanded by the pilot in a manner well known to man of art to form a braking system which, when the tap is closed, prevents a movement of the rack 97 and, therefore, pinion 99. A
Blocking mechanism 3e is provided to prevent a inclination of the propellers beyond the 90 degree position, locking mechanism which consists of a simple stop of end of stroke formed by the upper wall 106 of damping cylinder, which limits the travel distance maximum of the piston 103 inside the cylinder 105.
A locking mechanism is formed of a finger 114 who comes to lodge in a hole 115 extending through the center of the pivot 93. The finger 114 can be pulled out and unlocked by an electromagnet 117, a cable 119 being provided in case of breakdown of the electromagnet 117.
Referring to FIG. 20, control means to control the operation of the device include the control stick 121 of the pilot, connected to a articulation 123 of the ball type, which allows a Tilt Front-Rear, Right-Left Handle and a rotation of it on itself. The control stick 121 is connected directly to the control mechanisms cyclic located in the propeller nacelles by four flexible ball bearings. Two die transmissions, designated by reference number 125, are connected under the cockpit floor panels to the lower part of the handle 121 and are actuated by the inclina movements ~ _the Right-Left of the latter. The extremes 127 of transmissions 125, located in the nacelles propellers, act on control trays of cyclic lateral step by compensating by construction the phase shift of the 89 end of the pitch control lever cyclic 77 with respect to the actual azimuth of the blades, either about 45 ° in Figure 20. The other two transmissions are designated by the reference number 129 and are connected under the panels: from the floor of the cockpit to a small transverse lever 13.1 which is itself connected to the handle 121 and moves during a tilting movement before-Rear of the handle or a rotation of it. The ends 133 transmissions 129, located in the nacelles propellers act on control trays of longitudinal cyclic pitch, in accordance with the description previous.
As will be explained in more detail below, these simple control connections are enough to ensure all flight maneuvers required to fly the aircraft 10 of the invention. Right-Left tilt movement of the sleeve 121 controls antisymmetric variations of lateral step control trays, thus creating a roll moment which causes the apparatus to roll. A
inclination movement ~~ on Front-Rear of the joystick symmetrical variations of the pitch control plates longitudinal so as to create the moment of pitching that allows the aircraft to fly with the nose up and downwards, that is to say, up and down. The same movement of the control stick 121 also allows modify the angle of inclination of the propellers, provided that brake valve 1.13 was opened, as was Explain. A rotation of the control stick 121 controls, through the transverse lever 131, antisymmetric variations of the pitch control which, because of the elasticity of the stem of torsion 95, in turn modifies the angle of inclination of propellers and the direction of their breath. This creates the yaw moment needed during low speed flight and during transitions between flight modes. A
121 handle rotation movement replaces the rudder that the golds found in a traditional plane.
If desired, however, a rudder can be installed and will, therefore, be connected to the lever transversal 131 in a manner well known to the man of art. However, the configuration described here allows the pilot to fly the aircraft with one hand, instead of to use one of his hands and two feet. I1 is possible to determine varying degrees of sensitivity response to the command entries by selecting carefully the lengths of the leverage arms to extremes of the transmission mechanisms 125 and 129.
Keeping in mind the above description of the This invention, given with reference to FIGS.
at 20, the reader is now asked to refer to figures 1 to 16 to understand all the modes of operation of the aircraft 10 of the invention.
Descriptions. following pitch steering and transitional maneuvers as well as piloting in roll and yaw will allow the reader to understand in what way the three design features described above in the section devoted to the summary of the invent: ion, are used to solve the difficulties associated with the three points to be consideration for the design, and that have been mentioned in introduction.
A first aspect concerns the piloting of the aerodyne following symmetrical degrees of freedom, particularly in concerning the pitch of the apparatus and the inclination of propellers.
Regarding the power of the engines and the no propellers, a symmetrical action will influence the speed at which the propellers rotate as well as the thrust of the propellers 17. This propeller is supposed to be regulated and treated in accordance with known principles, which allows the pilot to focus his attention on pitching of the apparatus and the inclination of the propellers. For example, in a typical plane, the two propellers synchronized systems are equipped with a device allowing identical variations of their step, variations which are performed by a control actuation mechanism of not. The pilot has commands enabling him to choose a propeller speed setting for each phase individual flight, for example, "take-off regime" or "cruise regime". Once a setting has been chosen, it is kept for the duration of the flight phase;
no driver input is required for minimal changes that need to be made continuously at speed settings during flight. A regulator internal makes minimal changes to the pace propellers, to ensure that these operate at the appropriate rotational speed for maintain the chosen phase of flight.
In addition, the pilot controls the power setting engines 17 using throttles it operates with the left hand. Lia throttles are paired so that identical power variations are made at each engine, when all 17 engines are running correctly. In the event of engine failure, the pilot may compensate for the loss of power from the failing motor increasing the power of the remaining engine (s).
This emergency procedure can be automated by means of methods currently available, in order to liberate the the left hand of the population of permanent occupation by throttles.
On the basis of existing piloting methods which have been recalled above, piloting techniques in pitching and bowing: Lson hélices according to The teachings of the present invention are as follows.
Rudder of pitch of the device The pitch of the apparatus is governed by symmetrical variations of the longitudinal component of not cyclic propellers. These variations of step provoke a pitching moment that is applied to the propellers by aerodynamic forces: external. This moment is transmitted fuselage propellers 11 via the organ central through the damping system, the locking mechanism, the locking mechanism, and the braking system. These structures are described above with reference to Figures 17 to 20.
When the moment goes through the system damping, its amplitude is reduced by one aerodynamic due to the speed of inclination of the propellers.
However, the speed, inclination of the propellers (1/4 turn in 20 seconds) is low enough compared to the rotational speed of the propellers (10 to 20 turns per second) so that the moment due to the inclination speed propellers is negligible.
This method of control by the cyclic step is 5 almost identical to that used by helicopters conventional. It removes the need to provide Tail control auxiliary tail rotor or two pairs of main rotors in tandem.
On the other hand, this pitch steering method by 10 the cyclic pitch is not affected by the speed of the appliance or the angle of inclination of propellers. This technology is therefore extremely effective and can be used in all phases of flight, that the aircraft is in phase of takeoff, in phase 15 landing, in level cruise flight, or in the transition phase between vertical flight modes and horizontal.
Inclination of propellers The following paragraphs describe how the aircraft's transition from vertical flight to theft horizontal, or tran ~; ition go, then transition return. The process is described step by step, each step being illustrated. by a figure bearing a number corresponding.
Step 1. The aircraft has taken off vertically and is in stationary or stationary flight over terrain aviation. The pilot reviewed all the instructions from the checklist and selected the settings appropriate diet and power. He made sure, as indicated on his checklist, that the flaps 43 provided: pure empennages ducks 41 were Completely gone.
While the aircraft is in motionless flight, the flow of air sucked down by the propellers has a very low speed when passing over the wing 19 and ducks empennages 41. Aerodynamic forces resulting from the flow of air over the I9 wing and ducks empennages 41 are negligible, by means of that there is no negative power. At this moment, the apparatus is governed solely by the propellers whose Fr push also ensures all the lift.
By design, the center of gravity of the device is located in front of the axes around which the hélices pivot and forward fins 27 and 29. This position forward of the center of: gravity is necessary to ensure to the apparatus a stat ~ ility of pitching at low speed. The weight of the device applied at the center of gravity relative to the pivot axis of the propellers creates a moment which results in a pique of the nose of the apparatus.
This moment must be ö: balanced by a torn moment created, by the cyclic pitch of the propellers. To take account of this moment, the pilot must: place the cyclic step command in a position located behind the neutral position, and choose a high power setting to maintain a stationary flight stablized and level. The moment created by the propellers and the moment created by the forward positioning of the center of gravity are neutralized through the mechanism blocking and braking system Step 2. The pilot decides to go into transition from vertical flight to horizontal flight and begins this transition by slightly increasing the engine power and in poking the nose of the device. For example, if he decides to perform this maneuver with an acceleration of 2.5 m / s / s (0.25 g), the required thrust Fr is given by (12 + 0.25z) - 1.03, which corresponds to 3% of thrust more than the weight ~ of the device.
In addition, the dive angle required for the maneuver is given by tan-1 (0.25) - 14 degrees. Therefore, this stage of the transition, the plane must have a value thrust equal to 10 ~% of its weight and a dive angle of 14 degrees.
At this moment, the air flow generated by the propellers follows the same pattern, with respect to Step 1. This means that the support of propellers is tilted down and backwards in forming an angle of about 14 degrees with a line imaginary passing through the center of gravity. After about 5 seconds in this configuration, the device reaches a horizontal speed <ie 12.5 m / s. 10 seconds after started the transition from vertical flight to horizontal flight, the aircraft reached a horizontal speed of 25 m / s.
Step 3. At these low horizontal speeds, the airflow around the wing is deflected downwards by the héelices, what q ~, Li forces him to go over the wing 19. This creates on the antenna a negative lift force (-f8), which in turn generates a tilting moment that acts on the plane. In the area of the ducks empennages 41, the air flow remains undisturbed by the propellers.
Since the flaps 43 located on the empennages ducks 41 are completely out, the empennages ducks 41 provide a positive lift (fe) that creates a second tilting moment acting on the device.
The moment created by the negative lift of the wing and the moment created by the positive lift of empennages ducks 41 whose flaps 43 are out add up to engender a bigger upset moment of which the amplitude increases as the speed towards the front of the camera increases. This moment begins with compensate for the biting moment due to forward positioning from the center of gravity of the device. Then, these two moments opposes cancel each other out, after which, when the horizontal speed continues to increase, the tilting moment surpasses the biting moment.
As a result, when the camera takes speed, the pilot must gradually move the forward cyclic control relative to its position located back from the neutral position of Steps 1 and 2 in order to counterbalance the nose's tendency to I $
rear up. This causes the pushing vector Fr to act on a point behind the center of the propellers. At the moment-there, the unidirectional stop: the locking mechanism no longer active, 1; 3 closing of the brake valve 113 being solely responsible for that the propeller axes stay in the vertical position (90 degrees).
Step 4. So that the hices are inclined towards the front, it is necessary that the brake valve 113 is open.
When opened, the propellers start to rotate of themselves forward. In a variant of the device designed without the pilot controlled braking mechanism, the propellers begin to bow forward as soon as the cyclic control lever is moved forward beyond the né ~ utre position.
During the forward tilt movement of propellers, the moments due to cyclic variations are transmitted to the device, with a small reduction as this has been explained previously, through the damping system. The caliber of jet 111 was chosen to be narrow enough to limit speed pitch of propellers at very low values (1/4 turn in 20 seconds - 4.5 degrees / s) so that the piloting times applied by the pilot through cyclic step adjustments do not vary so appreciable.
During this transition stage, the pilot did not to maintain access: Lease the device to the value desired and the slope: of the trajectory along the desired trajectory. All necessary corrections are done using the pitch control lever cyclic. For example, if the camera goes up more than it is desired, it is sufficient, to correct the deviation of trajectory, to move the control lever from cyclic pitch to the front to lower the nose of the device.
With regard to the inclination of the propellers, in fact, during the phases ~: nitiales of the flight transition vertical in horizontal flight, it is not the propellers proper that i pivot downwards, but at contrary the rest of the device that pivots to the top.
That is to say, it is not the propellers that are move relative: on the ground, but the device itself.
The device pivots from the initial stung attitude he had during Step 2, in a level flight attitude, then in an attitude: pitch up. This recovery of the fuselage It decreases, then eliminates, the negative lift due to the main wing 19, and its resulting pitching moment.
The loss of the torn moment is compensated by a increased lift (fe) due to empennages ducks 41 whose shutters 43 are still out.
At this point, I ~ andis that the horizontal velocity of the apparatus is only 10 to 20 m / s, most of the lift of it is still ensured directly by the thrust Fr propellers. However, when speed horizontal position increases and the unit starts to nose up, a growing part of the lift begins to be assured by the 19 th ~ and the empennages ducks 41.
Until then, the power was maximum, that is to say set on full throttle. Once the horizontal speed of the device reached 25 m / s, the power required to allow the appliance to maintain its position without acceleration is less than the maximum power provided by a single engine. he driver can then operate the throttles to return the motors 17 to a setting lower power ..
Step 5. About ten seconds later, the unit reaches a horizontal speed of 50 m / s. AT
this speed, the air and the horizontal empennage 40 provide sufficient lift (fa + fe) for Balance the Mg weight of the device. if he has not already the pilot can: release the brake pressure for allow the propellers to adopt their position totally horizontal.
Step 6 The transition is over. The propellers are in their posit; ion totally horizontal and are locked in this postion using the mechanism of pilot-controlled locking. The device speeds up 5 to reach its climb speed of 70 m / s and then its cruising speed of 100 to 125 m / s (the speed of actual cruise being a function of the altitude of the unit). It is then in all respects similar to an airplane. His angle of attack and his plate are 10 reduced in order to ensure its sustenance at all velocities and all: altitudes. The shutters 43 empennages ducks: bridge used by the pilot for balance the device, so that cyclic control can be left close to the neutral position without 15 require a constant effort from the pilot.
The inclination of the propellers and the power regime motors 17 are ct ~ uoisis depending on configurations necessary for the climb, then for the cruise.
Step 7. The ship is in cruising configuration 20 complete; the flap: 43 duck empennages were returned and the cyclic pitch control is close to the neutral position. The thrust Fr acts along the axis central of each propeller.
The aircraft flies level at a speed that is between 100 and 125 m / ~ c. The pilot starts the descent of the device. The speed: the device is slowed down to 50 m / s when the pilot pulls the throttles back to decrease the power. The angle of attack of the wing increases and the pilot compensates by exiting the shutters 43 of the empennages ducks to balance the lift of the wing and keep cyclic control close to the neutral position.
When the camera reaches a horizontal speed of 50 m / s, the pilot stabilizes the descent at the rate of -3 m / s and with a slope of f ~ ~.
Step 8. The configuration of the device at this stage of the return transition is similar to the configuration that it had during Step 6. However, the power of engines is reduced, since the aircraft is downhill and not uphill or acceleration.
Before starting the actual transition of the flight Horizontal vertical flight, the regime of the hélices is set at the appropriate value. This setting is similar to the setting take-off, both settings being greater than the setting cruising.
Step 9. The real transition back from the flight horizontal to vertical flight begins when the pilot flaps flaps 43 of the ducks empennages. Like the flaps 43 were returned, the moment due to the lift of the wing must then be ecc ~ balanced by a tighter moment due to the propellers. When the pilot enters the shutters 43, he must also pull on the cyclic control stick to maintain the position of the device. At this moment, the thrust Fr of the propellers is parallel to their axis central and is applied at a low point of the disk hairlines.
Step 10. The locks that secure the propellers the vanes are unlocked and the tap 113 is open. The propellers slowly rotate upwards under the effect of the tilting moment due to the cyclic pitch of the propellers.
All aerodynamic moments are transmitted propellers to the fuselage 11 via the damping system.
After 10 to 20 seconds, the hairlines are passed of the position in which their axis is completely horizontal (0 degree) â ~ the position in which their axis is completely vertical (90 degrees). The movement of pivoting heliCeS stops when they come up against the locking mechanism. Once the propellers have reached the position: at 90 degrees, all the moments aerodynamics are transmitted from the propellers to the fuselage 11 by through the locking mechanism.
While the Izélices bow backward, the thrust Fr they provide is weak, and most of the lift is provided by the empennage horizontal 40 and the main asylum (fe + fa).
Step 11. The pilot continues the flight transition horizontal to vertical flight while continuing to decelerate the device. The power of the motors is increased, which results in an increase of the step and the thrust Fr.
The device is kept in a slightly pitched attitude so that the thrust .comporte a component directed towards the rear and helps to brake the device.
At this point, the breath of the healies creates a pattern airflow that decreases the angle of attack or wing incidence and reduces the share of the lift fa, which is insured pax ~ the wing. Gradually as the device slows down to reach a horizontal speed 25 m / s, most of the lift is transferred from the wing to the propellers .. The lift provided by the empennage horizontal 40 whose flaps 43 are returned, is negligible.
The pilot decides to end the transition back preparing to put on the device as soon as the area landing is in. view. The power of the engines is increased again, and the nose of the device is even further up. The breath of the propellers acts of the same way as in Step 3, which translates by creating a negative lift due to the wing.
However, the attitude of the aircraft as well as its downward trajectory make that the negative lift is much less important than the one created during Step 3. In addition, the flight configuration of the aircraft also guarantees that the propellers will remain supported against their veri ~ ical stop and will not pivot to the low. The cyclic pitch control lever is maintained pulled back to make sure the propellers stay in support against the vertical stop.
Step 12. At extremely low speeds, the airflow created by the propellers becomes similar to that of Steps 1 and 2. To complete the transition back, the pilot governs the puïssance in order to maintain the aircraft at the desired altitude while positioning this one above: The air landing. Then, he poses the device like it. would do it with a helicopter conventional.
The piloting of the apparatus following degrees of antisymmetric freedom, that is to say, as far as roll and yaw of the apparatus, can be explained from the following way.
When the aircraft is in flight or moving at extremely low speeds, the rudder is provided by antisymetric variations of the not side cyclical, without change in the general pace of propellers. It is the pi: l.ote that controls these variations in moving the cyclic pitch control lever to the left-or right. The regulation of the general step of the hairlines must stay equal for each propeller. Variations cyclical conditions exacerbate lift differences on each right and left half of the propeller discs. These wearer differences cause inducing moments a roll that are transmitted to the fuselage 11 by through the hubs of the propellers and fins. These rolling moments are extremely effective and can be generated by variations in the cyclic pitch of 2 or 3 degrees only. In addition, the pressure exerted by the pilot on the joystick to perform the step variations is minimal and therefore requires no mechanical assistance system. Such a system would be necessary if the variations concerned the steps collective propellers.
The yaw control is provided by variations antisymmetric longitudinal cyclic. Use of symmetrical variations of the longitudinal cyclic pitch as pitch steering method of the device has already has been described. In the case of the yaw wheel, the opposite pitching moments due to step variations cyclic of each helix cancel each other out.
However, due to the elasticity of the connecting rod, each propeller can have an offset inclination of 2 or 3 degrees relative to the other (antisymmetrically).
Due to differences in inclination angles and resulting differences of the components of the force of lift of each propeller to. front and back, a lace moment is created. The amplitude of this moment is large enough to force the device to turn along the axis of the lace.
It should be noted that during the slow flight, it is important to have an extremely effective yaw control mechanism effective at compexising the effect of wind gusts and the angle of wiping off the machine is due to side winds.
The rudder control method described above can be used effectively during level flight high speed. Cf ~ means that the same method of roll rudder can be used for all flight phases. At high speeds, variations antisymmetric lateral cyclic steps create forces radial which act in the plane of rotation of the propellers.
These forces are the cause of the rolling moment.
The phenomenon of radial lift forces due to propellers requires an explanation. An explanation graph is given in Figures 15 and 16. The strength radial lift is due to the high value of the axial velocity V through the propeller and, consequently, to the significant increase of the general pace. For example, a speed V equal to the peripheral speed wR of the blades hairlines, the angle of the general step at the end of each pale is 45 degrees. In addition, the angle of the general step is even superior to the locations of the blade that are located closer to his foot. When cruising speed represents half the peripheral speed of a blade, half the length of each propeller blade, from 0 to 0.5 R, at a general pitch angle greater than 45 degrees.
In these conditions>, a variation of the cyclic pitch lateral 4i causes differences in lift 0F between 5 right and left sides of the propeller disk. (The disc of propeller is the imaginary disk created by the rotation rapid propellers). : Ga lift component in the plane prop disks ~ Fr is greater than the component axial lift ~ iE'a. The components in the plan of 10 disks propellers do not add between the left and right sides right of the disks of: with propellers ,, hence a lift force radial important. If the right propeller turns in the direction clockwise and the left propeller in direction inverse, the moment of OFr radial lift (Fig. 16) It is in the same direction as the moment propellers when the airplane is in motionless flight (Fig. 15). By Therefore, this technique consists in using the lateral cyclic pitch variations to govern the roll is effective during all phases of flight and can be 20 take-off employee at landing as the only method steering wheel.
As regards the antisymmetric variations of the not longitudinal cyclic, if the locking mechanism was not locked, as in slow where it is 25 not, an antisymmetric inclination of the propellers would cause an extra roll moment but not of lace moment. It could therefore seem necessary to develop a control mechanism for allow a yaw control in level flight at large speed. However, as a characteristic of the invention and in order to simplify the apparatus, such control mechanism is not necessary and so is not provided in the apparatus of the invention.
Unlike slow speeds, the flow of air which circulates around the device at high speeds acts on the vertical empennages (drifts 25) fixed each end of wing 19 to confer the device the required yaw stability. A mechanism of steering is not necessary when the aircraft is in high-speed flight. As this is the case in other conventional aircraft flying at high speeds, only the steering mechanisms of pitching and roll are needed and so these are the only two steering mechanisms available to the pilot while this particular aircraft is in level flight high speed. The rudder of roll is the only one necessary to allow the aircraft to transfer effectively, so. that the propellers are locked at the 0 degree position and that the variations anti-symmetric longitudinal cyclic steps are not used.
When the device is in transition between modes vertical and horizontal flight, control methods previously described for slow-speed flight and high speed remain effective and can be used.
Antisymmetric variations of the lateral component cyclic pitch causes the roll of the device and also induce a: Negligible lace. It means that when the plane tilts to the right, it also turns to right but not enough so that it constitutes a disadvantage. Antisymmetric variations of pitch cyclic longitudinal ~~ reent a lace when the device fly at a moderate speed and that the propellers are only slightly inclined. But, when the horizontal velocity of the apparatus increases, a relatively weak roll and negligible is created. However, the yaw becomes useless when the device accelerates to cruising speed, because of the stability of yaw ensured by the fins 25 of the wing.
It is important to note that the benefit of force of radial lift generated by the propellers is directly related to the second design feature of the invention, that is to say the combination of a propeller to not cyclic variable: and a rigid hub. The wearrance radial is concomitant at a time transverse to the helix due to the large overall pitch of the propellers (45 degrees).
A helicopter rotor is, by its design to blades articulated, unable to transmit a transverse moment of this type and is orienting himself to compensate and, by therefore, cancel that moment and, with him, the whole radial lift. A conventional aircraft propeller whose not cyclical can not be changed, can not be maneuvered by the pinot to generate lift radial.
Therefore: The invention described here in relation with a dE mode: preferred embodiment fills individually and collectively all defined goals previously and proposes a take-off aerodyne and vertical landing with great novelty and great utility.
Although the above description has focused on. a preferred embodiment of the invention, this is not of course not limited to the embodiments described and illustrated here, and the man of: The art will understand easily it is possible to make many variations and without departing from the framework of the invention.