Propulseur<B>à</B> réaetion pour appareil volant. La présente invention a pour objet un propulseur<B>à</B> réaction pour appareil volant, en particulier pour hélicoptères, parce que c'est dans cette application qu'il procure le maximum d'avantages, mais qui petit aussi être mis en #uvre sur des avions ordi naires.
On sait que l'emploi de la réaction dans les hélicoptères permet d'éviter le couple qui se manifeste avec l'entraînement mécanique du rotor et de supprimer les dispositifs anti- couple tels que les hélices de queue oit les doubles rotors. On évite en outre le poids, le coût de construction et l'entretien dit moteur <B>à</B> pistons et des réducteurs<B>à</B> pignons, em brayages, arbres, etc.
On a<B>déjà</B> proposé des propulseurs<B>à</B> réaction qui comportent un compresseur en traîné par une turbine; celle-ci utilise une partie de la pression fournie par le compres seur et une partie de l'énergie produite par des brûleurs placés entre la turbine et le com presseur, les gaz d'échappement de la turbine étant conduits<B>à</B> travers le moyeu et des tuyauteries des pales vers des tuyères situées <B>à</B> l'extrémité de celles-ci où ces gaz sont fina lement détendus en fournissant la réaction qui produit la rotation voulue des pales. Ces propulseurs connus présentent divers incon vénients graves. La turbine nécessite en effet une tempé rature élevée pour donner un bon rendement.
Or, l'obtention d'une température élevée est difficilement réalisable pour les raisons sui vantes: Par suite de la grande température et de la faible pression, le volume spécifique des gaz d'échappement est si grand que les pales de l'hélicoptère devraient être beaucoup plus grandes que celles résultant de l'adap tation aérodynamique optimum, en partieu- lier si l'on considère le fait que la propulsion par réaction nécessite de grandes vitesses linéaires<B>à</B> l'extrémité des pales.
Il est difficile de réaliser le moyeu, avec ses canalisations et ses joints articulés condui sant les gaz dans les pales, pour qu'il puisse fonctionner<B>à</B> haute température. Il. en est de même pour les pales.
Le refroidissement produit parlesgrandes sui-faces (les pales consomme beaucoup d'énergie.
Cette difficulté n'existe pas avec des tur bines disposées dans les extrémités des pales, mais cette disposition soulève alors de sérieux problèmes gyroscopiques et de poids (inertie des pales).
Le propulseur<B>à</B> réaction pour appareils volants, selon l'invention, comprenant -un compresseur et une turbine, est caractérisé en ce que le flux d'air sortant du compresseur est partagé en deux parties, lune, chauffée par des brûleurs, qui alimente la turbine, Pautre, fournissant l'effort de réaction, qui est dirigée vers au moins une tayère de réac tion.
Dans une forme d'exécution particulière, le flux d'air fournissant l'effort<B>de</B> réaction est dirigé vers des tuyères disposées a-Lux extrémités des pales d'une hélice, de préfé rence un rotor d'hélicoptère.
De préférence, l'air envoyé aux ttiyères de réaction est d'abord réchauffé dans un échangeur traversé par les gaz d'échappenient de la turbine et récupérant la chaleur véhi- culée par ces gaz.
Ce propulseur présente plusieurs avan tages. Tout d'abord, le cycle thermodynami que est, au point de vue du rendement, pres que indépendant de la pression du compres seur et de la température des brûleurs. On peut utiliser des compresseurs<B>à</B> basse pres sion et, par conséquent, légers. La tempéra ture de la turbine peut être plus faible que celle qui est habituellement nécessaire, ce qui, au point de vue de la résistance des maté riaux, procure de sérieux avantages de sécu rité, très importants en aéronautique d'une façon générale, qu'il s'agisse d'hélicoptères ou d'avions ordinaires.
Du fait que la turbine fonctionne<B>à</B> la pression atmosphérique, il est d'ailleurs facile de prévoir un refroidissement de son rotor, par exemple a-Li moyen d'un petit ventilateur spécial combiné avec ledit rotor et aspirant l'air atmosphérique ou bien en réalisant les aubages mobiles eux-mêmes, de manière qu'ils forment ventilateur cen trifuge.
Dans -un hélicoptère, la section des canaux ménagés dans les pales de la voilure tour nante pour conduire le fluide de réaction peut être petite par suite de la pression rela tivement élevée du fluide et de sa faible tem pérature, même en tenant compte de la né cessité de réduire au minimum les pertes par frottement. L'invention permet donc d'éviter une augmentation de la section des pales au- delà de la valeur utile au point de vue aéro dynamique. Le fluide transporté<B>à</B> travers le moyeu et les pales du rotor de l'hélicoptère est de l'air chaud, ce qui évite les difficultés causées par des résidus de combustibles non brûlés. La température des pales est modérée.
Le libre échappement des gaz de la tur bine produit une petite poussée et ces gaz étant refroidis, on peut les utiliser pour gou verner l'hélicoptère autour d'un axe vertical, en les faisant souffler sur des gouvernes oa en les conduisant<B>à</B> des tuyères de réaction réparties<B>à</B> babord et<B>à</B> tribord.
Le dessin représente,<B>à</B> titre d'exemple, une forme d'exécution du propulseur<B>à</B> réac tion selon l'invention.
La Sig. <B>1</B> est une vue schématique en coupe verticale de cette forme d'exécution montrant la voilure tournante d#-nn hélicop tère.
Les fig. 2 et<B>3</B> sont des vues en perspec tive avec arrachement partiel des extrémités des pales de la voilure tournante, montrant deux variantes d'exécution d'un dispositif de réglage des tuyères de réaction.
La Sig. 4 représente une variante de la Sig. <B>1,</B> dans laquelle l'axe de la turbine est vertical; cette figure montre aussi un dispo sitif de frein double permettant de faire tourner l'hélicoptère autour d'-an axe verti cal en vol stationnaire.
La fig. <B>5</B> représente un dispositif permet tant de souffler les gaz d'échappement de la turbine sur des gouvernes.
La Sig. <B>6</B> est une coupe transversale d'une pale élastique pour hélicoptère.
La Sig. <B>7</B> est une coupe longitudinale par tielle de cette pale.
La fig. <B>8</B> est une coupe transversale dune variante de pale rigide.
La Sig. <B>9</B> représente un propulseur<B>à</B> réac tion appliqué<B>à</B> un avion ordinaire.
Dans la forme d'exécution représentée<B>à</B> la fig. <B>1,</B> l'air venant du compresseur<B>1</B> passe entre les tubes de l'échangeur de chaleur par surface 2, tubes qui sont eux-mêmes par courus intérieurement par les gaz d'échap pement de la turbine<B>à</B> gaz<B>ô</B> qui entraîne le compresseur. L'air ainsi réchauffé par les gaz d'échappement sort de l'échangeur par les tubulures 4 et se divise en deux flux. L'un de ces flux traverse la partie fixe du moyeu<B>5</B> du rotor<B>6</B> de l'hélicoptère et, passant par les canaux Ionffitudinaux <B>7,</B> ménagés dans les pales de ce dernier, vient s'échapper par les tuyères de réaction<B>8,</B> disposées<B>à</B> l'extrémité des pales le long du bord de fuite.
Le deuxième flux d'air sortant de l'échangeur est conduit par la tuyauterie<B>9</B> vers le distribu teur de la turbine<B>à</B> gaz<B>3</B> pour actionner celle-ci. Au préalable, il est chauffé<B>à</B> haute température par des moyens appropriés, par exemple par des brûleurs<B>à</B> combustible liquide<B>10.</B> Les gaz ayant travaillé dans la turbine s'échappent<B>à</B> l'atmosphère en tra versant, comme il a été dit, les tubes de l'échangeur 2.
<B>Il</B> est bien évident que de nombreuses rno- difications peuvent être apportées ait dispo sitif qui vient d'être décrit dans son prin cipe. Ainsi, on pourrait effectuer un ebauf- fage modéré, par de petits brûleurs, des ré sistances électriques ou tous autres disposi tifs, du flux d'air envoyé aux tuyères de réac tion des pales, le chauffage par les brûleurs principaux n'étant effectué que sur le flux qui va<B>à</B> la turbine<B>à</B> gaz.
De tels brûleurs ou a-Litres dispositifs de chauffage peuvent être utiles pour auglinen- ter la poussée, au prix d'une consommation supplémentaire de combustible, dans les cas où l'on a besoin d'un excédent de puissance, pendant quelques instants. On peut les placer dans les extrémités des pales de la voilure tournante, Lin peu avant les tuyères de réac tion<B>8.</B> On voit que la turbine travaille<B>à</B> la pression atmosphérique.<B>Il</B> est donc facile de refroidir ses aubes et l'on a représenté sur le dessin un petit ventilateur de refroidissement <B>11</B> entraîné par la turbine et aspirant l'air extérieur par une tubulure centrale 12.
Cet air vient lécher le rotor de la turbine en le refroidissant et s'échappe ensuite par J'espace annulaire<B>13.</B> On pourrait aussi rendre creux les aubages du rotor (le la turbine et les per cer au centre et<B>à</B> la périphérie, de manière que ces aubages aspirent l'air au centre et le projettent<B>à</B> l'extérieur<B>à</B> la manière d#un ventilateur centrifuge. Il est bon de prévoir sur les tuyères<B>8</B> un dispositif de réglage permettant de faire va rier la section des tuyères avec la vitesse<B>pé-</B> riphérique des pales. Ce dispositif peut être organisé de manière<B>à</B> maintenir automati quement constante cette vitesse.
Un dispositif de ce genre est représenté<B>à</B> la fig. 2, qui montre en perspective l'extré mité d'une pale de la voilure tournante. Les tuyères de réaction<B>8</B> qui terminent les tuyauteries<B>7</B> ménagées dans la pale, sont associées<B>à</B> deux volets 14 qui peuvent pivoter autour d*axes <B>15.</B> L'oscillation de ces leviers est commandée par des guignols<B>16</B> et des bielles<B>17</B> reliées<B>à</B> l'un des bras d'Lin levier coudé<B>18,</B> pouvant pivoter autour d'un axe fixe<B>19</B> et dont l'autre bras porte un contre poids 20 et est sollicité par un ressort 21.
Pour une vitesse de rotation donnée des pales, le levier<B>18</B> prend une position telle qu'il<B>y</B> ait équilibre entre la force centrifuge exercée sur le contrepoids 20 et le ressort antagoniste <B>21.</B> Quand la vitesse de rotation des pales di minue au-dessous de la valeur voulue, l'équi libre est rompu et le contrepoids 20 se dé plaçant vers l'axe du rotor, l'ouverture des volets augmente et, le débit de fluide aug mentant, le couple de rotation imprimé aux pales croît. Inversement, quand la vitesse de rotation des pales devient trop grande, les volets se ferment en réduisant le débit des tuyères et, corrélativement, le couple, Un amortisseur 22 a pour but, d'atténuer les oscillations trop rapides des volets 14.
Quand les volets 14 en s'ouvrant augmeii- tent la section libre des tuyères<B>8,</B> le compres- SeUr d'air<B>1</B> tend<B>à</B> débiter -une masse de fluide plus grande et, par conséquent,<B>à</B> con sommer plus de puissance.
On peut lui four nir ce supplément de puissance au moyen d'un dispositif automatique conservant<B>à,</B> la turbine<B>3</B> et, par suite au compresseur un ré- de rotation constant en se servant, par exemple, de la pression de refoulement de la pompe<B>à</B> huile qui est entraînée par l'arbre de la turbine et sert<B>à</B> lubrifier les paliers, ou encore d'un régulateur centrifuge entraîné par ledit arbre.
On peut faire agir le<B>f</B>acteur de régulation choisi: pression d'h-Ldle ou force centrifuge, sur le réglage du débit de com bustible fourni aux brffleurs <B>10,</B> ou encore sur le pas des aubages du distributeur fixe de la turbine si ces aubages sont<B>à</B> pas va riable.
Le réglage de la section des tuyères peut aussi être commandé par la pression dyna mique de l'air extérieur, le régime du rotor dépendant alors de la vitesse d'extrémité des pales et de la densité de l'air, de sorte que, dans l'air<B>à</B> densité moins forte (augmenta tion de l'altitude), le régime du rotor aug mente automatiquement, ce qui est désirable.
La fig. <B>3</B> représente une forme d'exécu tion de ce genre.
La pression dynamique engendrée par la vitesse d'extrémité des pales et la densité de l'air est prise au moyen d'un tube de Pitot <B>23</B> disposé sur le bord d'attaque des pales et elle est transmise an piston 24 se déplaçant dans le cylindre<B>25</B> et chargé par un ressort antagoniste. Ce piston ouvre les volets 14 placés devant les tuyères de réaction lorsque la vitesse des pales ou la pression atmosphé rique diminue. Si le tobe <B>23</B> a un faible diamètre, il peut produire mi amortissement semblable<B>à</B> celui exercé par l'amortisseur 22 de la fig. 2.
Le démarrage du moteur<B>à</B> réaction peut être obtenu an moyen d'un moteur électrique ou bien en l'attaquant<B>à</B> la manivelle par l'in termédiaire d'un démultiplicateur. Pour laci s liter ce démarrage, il est bon de prévoir sur la tubulure allant aux pales -Lm papillon<B>26</B> que l'on fermera, lors du démarrage, pour permettre<B>à</B> la totalité de l'air comprimé de passer dans la turbine.
<B>0</B> Dans la disposition représentée sur la fig. <B>1,</B> l'arbre de la turbine et du compresseur est supposé horizontal. On peut aussi placer cet arbre verticalement et, en particulier, le disposer dans l'axe du moyeu<B>5</B> de la voilure <B>5</B> tournante. Cette dernière disposition permet d'utiliser l'effet gyroscopique de la turbine et du compresseur qui tournent<B>à</B> grande vi tesse pour concourir<B>à</B> la stabilité de 116li- coptère, tout en supprimant ou réduisant les masses gyroscopiques que l'on a<B>déjà</B> utilisées dans ce but et qui, tournant<B>à</B> la vitesse de la voilure tournante, sont relativement im portantes.
La masse du gyroscope stabilisa teur pourra se réduire<B>à</B> celles de la turbine et de la roue du compresseur éventuellement augmentées de celle d'un léger volant. Cette disposition facilite aussi la mise en #uvre d'un frein double permettant une commande de direction de l'hélicoptère.
La fig. 4 représente schématiquement, en, élévation et en coupe, un dispositif de ce genre, dans lequel le fuselage est supposé sus pendu par un joint de cardan 5a au moyeu creux autour duquel tourne la voilure<B>6</B> et qui porte l'ensemble de la turbine et du coin- presseur, dont l'arbre est coaxial<B>à</B> ladite voi lure.
Des patins de frein<B>27</B> et<B>28</B> peuvent être appliqués par des cylindres hydrauliques<B>29</B> et<B>30</B> sur des couronnes<B>31</B> et<B>32</B> entraînées respectivement par la voilure tournante et par la turbine en sens inverse de la voilure tournante. (Cette couronne<B>32</B> peLit être, par exemple, solidaire du rotor de la turbine, dont les aubages auront une direction conve nable pour tourner en sens inverse de la voi lure.) Dans ces conditions, lorsque le patin<B>28</B> est appliqué contre la couronne<B>32,</B> l'hélicop tère tend<B>à</B> tourner en sens inverse de la voi lure. Au contraire, l'application du frein<B>27</B> permet de faire tourner l'hélicoptère dans le sens de la voilure.
Les deux freins sont commandés par deux cylindres hydrauliques distincts 29a et 30a dont les pistons sont attaqués par les deux extrémités dun levier àmain <B>33</B> pivotant autour d'un point fixe 33a, de manière que l'on ne puisse agir chaque fois que sur l'un des freins, selon la rotation<B>à</B> obtenir.
Il est évident qu'un tel dispositif de frein, qui est particulièrement commode<B>à</B> mettre en ceuvre dans le cas où l'axe géométrique du rotor et de la turbine edincide avec celui de la voilure, pourrait aussi s'appliquer au mode de réalisation décrit sur la fig. <B>1.</B> Il suffirait, dans ce cas, de relier par un moyen d'entraî nement convenable,<B>à</B> l'arbre de la turbine et du compresseur, la couronne<B>32</B> distincte de la turbine et coaxiale<B>à</B> la voilure tournante.
Au lieu d'un frein hydraulique, on peut évidemment utiliser tout autre système de frein.
<B>Il</B> convient de noter que dans la variante de la fi-. 4, on a supposé que l'échappement de la turbine se faisait au-dessous de l'appa reil (au-dessous de son centre de gravité). Ceci permet d'utiliser la poussée des gaz pour obtenir un supplément de sustentation, qui pourrait être accru en cas de besoin en atig- mentant le débit du compresseur, par exem ple par une augmentation du débit de coin- bustible.
La maniabilité de l'hélicoptère autour d'un axe vertical en vol stationnaire peut aussi être obtenue comme représenté fig. <B>5,</B> en faisant souffler les gaz d'échappement sortant de l'échangeur<B>13,</B> par un ajutage convenable<B>35,</B> sur le gouvernail<B>36</B> de l'héli coptère. On pourrait aussi utiliser cet échap pement en réaction dans des tuyères dispo sées sur le fuselage, suffisamment loin du centre de gravité de l'appareil et débouchant des deux côtés du plan vertical de symétrie, un vannage permettant de diriger les gaz soit kl LI clans les tuyères de babord, soit dans celles de tribord, selon la rotation<B>à</B> effectuer.
Les pales de l'hélicoptère dans lesquelles sont ménagés les canaux eonduisant le fluide aux tuyères peuvent être rigides, élastiques ou articulées, selon les techniques connues. Une pale élastique permettant de conduire <B><I>à</I></B> son intérieur le fluide de réaction peut être réalisée comme représenté en coupe transversale sur la fig. <B>6</B> et en coupe longitu dinale partielle fig. <B>7.</B> Cette pale comporte kl un revêtement interne<B>37</B> en acier, muni de eannelures <B>38</B> disposées annulairement,
qui donnent au revêtement interne une grande résistance<B>à</B> la pression interne tout en lais sant une élasticité considérable sous l'effet de la flexion. Les efforts de flexion sont sup portés par le revêtement externe<B>39</B> qui peut être en une matière<B>à</B> faible coefficient d'élas ticité, comme les matières plastiques ou l'alu minium. Ce revêtement externe<B>39</B> s'appuie .sur les cannelures<B>38</B> et l'intervalle 40 entre les deux surfaces peut être rempli par une matière isolante.
Dans le cas d'une pale rigide (fig. <B>8),</B> on disposera un longeron en acier 41 supportant les efforts de flexion et, sur ce longeron, on fixera de part et d'autre, pour constituer les bords d'attaque et les bords de fuite, des ner vures 42 soudées électriquement sur le longe- ron ou fixées de toute autre façon. Les tabes <B>7</B> amenant l'air aux tuyères de réaction si tuées au bout de la pale peuvent être dispo sés dans les nervures et dans le longeron. La paroi de ces tubes est déterminée de manière <B>à,</B> résister aux tensions produites par la pres sion intérieure, mais non aux efforts de flexion. Elle peut donc être mince, ce qui per met de gagner du poids.
La pale est finalement habillée par un re- externe 44 entourant le lono, er on et les nervures et en toute matière appropriée. La fig. <B>9</B> représente en coupe axiale Lin propulseur<B>à</B> réaction appliqué<B>à</B> Lin avion ordinaire.
Le vent relatif entre par l'ouïe 45; il. est pris par le compresseur<B>1,</B> traverse l'échangeur<B>2</B> et se divise en deux flux, comme décrit, l'un vers les brûleurs<B>10</B> et la turbine <B>3,</B> Fautre vers la tuyère de réaction 46 débou chant vers l'arrière de l'avion. Les gaz d'échappement de la turbine ayant traversé Féchangeur 2 sortent par la tuyère 47. Un ventilateur<B>11</B> aspire en 12 de l'air froid pour le refroidissement de la turbine et cet air est également rejeté en<B>13</B> vers l'arrière. Des brû leurs supplémentaires peuvent être disposés en amont de la tuyère 46 pour produire Lin accroissement de poussée quand le besoin s'en l'ait sentir.
<B> to </B> reaction thruster for flying aircraft. The present invention relates to a <B> </B> reaction propellant for a flying device, in particular for helicopters, because it is in this application that it provides the maximum advantages, but which can also be used. in use on ordinary airplanes.
It is known that the use of reaction in helicopters makes it possible to avoid the torque which manifests itself with the mechanical drive of the rotor and to eliminate the anti-torque devices such as the tail propellers or the double rotors. In addition, the weight, the cost of construction and the maintenance of the so-called <B> </B> piston engine and <B> </B> pinion reducers, clutches, shafts, etc. are avoided.
It has <B> already </B> proposed <B> reaction </B> thrusters which include a compressor dragged by a turbine; this uses part of the pressure supplied by the compressor and part of the energy produced by burners placed between the turbine and the compressor, the exhaust gases from the turbine being conducted <B> to </ B> through the hub and blade piping to nozzles located <B> at </B> the end thereof where these gases are finally expanded providing the reaction which produces the desired rotation of the blades. These known propellants have various serious drawbacks. The turbine indeed requires a high temperature to give good efficiency.
However, obtaining a high temperature is difficult to achieve for the following reasons: Due to the high temperature and low pressure, the specific volume of the exhaust gases is so large that the blades of the helicopter should be much larger than those resulting from optimum aerodynamic adaptation, especially considering the fact that jet propulsion requires high linear speeds <B> at </B> the blade tips.
It is difficult to make the hub, with its pipes and articulated joints leading the gases into the blades, so that it can operate <B> at </B> high temperature. He. The same is true for the blades.
The cooling produced by the large surfaces (the blades consume a lot of energy.
This difficulty does not exist with turbines arranged in the ends of the blades, but this arrangement then raises serious gyroscopic and weight problems (inertia of the blades).
The <B> </B> reaction thruster for flying apparatuses, according to the invention, comprising a compressor and a turbine, is characterized in that the air flow leaving the compressor is divided into two parts, one, heated. by burners, which feeds the turbine, the other, providing the reaction force, which is directed towards at least one reaction chamber.
In a particular embodiment, the air flow providing the <B> reaction </B> force is directed towards nozzles arranged at the ends of the blades of a propeller, preferably a rotor of. helicopter.
Preferably, the air sent to the reaction heads is first heated in an exchanger through which the exhaust gases from the turbine pass and recover the heat conveyed by these gases.
This propellant has several advantages. First of all, the thermodynamic cycle is, from the point of view of efficiency, almost independent of the pressure of the compressor and the temperature of the burners. Low pressure and therefore lightweight <B> </B> compressors can be used. The temperature of the turbine can be lower than that which is usually necessary, which, from the point of view of the resistance of the materials, gives serious advantages of safety, very important in aeronautics in general, which 'they are helicopters or ordinary airplanes.
Due to the fact that the turbine operates <B> at </B> atmospheric pressure, it is also easy to provide for cooling of its rotor, for example a-Li by means of a small special fan combined with said rotor and suction atmospheric air or else by making the mobile blades themselves, so that they form a cen trifuge fan.
In a helicopter, the cross section of the channels formed in the blades of the rotating airfoil to conduct the reaction fluid may be small owing to the relatively high pressure of the fluid and its low temperature, even taking into account the temperature. need to minimize friction losses. The invention therefore makes it possible to avoid an increase in the section of the blades beyond the useful value from the aero dynamic point of view. The fluid carried <B> to </B> through the hub and rotor blades of the helicopter is hot air, which avoids the difficulties caused by unburned fuel residue. The temperature of the blades is moderate.
The free exhaust of the gases from the turbine produces a small thrust and these gases being cooled, they can be used to govern the helicopter around a vertical axis, by blowing them on control surfaces or driving them <B> to </B> reaction nozzles distributed <B> to </B> port and <B> to </B> starboard.
The drawing represents, <B> by </B> by way of example, an embodiment of the <B> to </B> reaction thruster according to the invention.
The Sig. <B> 1 </B> is a schematic vertical sectional view of this embodiment showing the rotary airfoil of a helicopter.
Figs. 2 and <B> 3 </B> are perspective views with partial cutaway of the ends of the blades of the rotary airfoil, showing two variant embodiments of a device for adjusting the reaction nozzles.
The Sig. 4 represents a variant of Sig. <B> 1, </B> in which the axis of the turbine is vertical; this figure also shows a double brake device allowing the helicopter to turn around a vertical axis in hovering flight.
Fig. <B> 5 </B> represents a device for blowing the exhaust gases of the turbine on the control surfaces.
The Sig. <B> 6 </B> is a cross section of an elastic helicopter blade.
The Sig. <B> 7 </B> is a partial longitudinal section of this blade.
Fig. <B> 8 </B> is a cross section of a stiff blade variant.
The Sig. <B> 9 </B> represents a <B> </B> reaction propellant applied <B> to </B> an ordinary airplane.
In the embodiment shown <B> to </B> in fig. <B> 1, </B> the air coming from the compressor <B> 1 </B> passes between the tubes of the heat exchanger by surface 2, tubes which are themselves run internally by the gases d 'exhaust from the <B> gas </B> <B> ô </B> turbine which drives the compressor. The air thus heated by the exhaust gases leaves the exchanger through the pipes 4 and is divided into two streams. One of these flows passes through the fixed part of the hub <B> 5 </B> of the rotor <B> 6 </B> of the helicopter and, passing through the longitudinal channels <B> 7, </B> formed in the blades of the latter, comes to escape through the reaction nozzles <B> 8, </B> arranged <B> at </B> the end of the blades along the trailing edge.
The second flow of air leaving the exchanger is led through the piping <B> 9 </B> to the distributor of the <B> gas </B> gas <B> 3 </B> turbine to actuate this one. Beforehand, it is heated <B> to </B> high temperature by appropriate means, for example by <B> </B> liquid fuel burners <B> 10. </B> The gases which have worked in the turbine escape <B> to </B> the atmosphere by crossing, as has been said, the tubes of exchanger 2.
<B> It </B> is quite obvious that many modifications can be made to the device which has just been described in its principle. Thus, one could carry out a moderate debaufing, by small burners, electric resistances or any other devices, of the air flow sent to the reaction nozzles of the blades, the heating by the main burners not being carried out. than on the flow that goes <B> to </B> the <B> gas </B> turbine.
Such burners or heaters can be useful in increasing thrust, at the cost of additional fuel consumption, in cases where excess power is required, for a few moments. They can be placed in the ends of the blades of the rotary airfoil, Lin shortly before the reaction nozzles <B> 8. </B> We see that the turbine is working <B> at </B> atmospheric pressure. < B> It </B> is therefore easy to cool its blades and there is shown in the drawing a small cooling fan <B> 11 </B> driven by the turbine and sucking in the outside air through a central pipe 12.
This air licks the rotor of the turbine while cooling it and then escapes through the annular space <B> 13. </B> The blades of the rotor (the turbine and pierce them in the center) could also be made hollow. and <B> to </B> the periphery, so that these vanes suck air in the center and project it <B> out </B> outside <B> at </B> like a centrifugal fan. It is advisable to provide on the <B> 8 </B> nozzles an adjustment device enabling the section of the nozzles to vary with the <B> per- </B> ripherical speed of the blades. can be arranged to <B> </B> automatically maintain this speed constant.
A device of this type is shown <B> to </B> in FIG. 2, which shows in perspective the extremity of a blade of the rotary airfoil. The reaction nozzles <B> 8 </B> which terminate the pipes <B> 7 </B> formed in the blade, are associated <B> with </B> two flaps 14 which can pivot around axes < B> 15. </B> The oscillation of these levers is controlled by horns <B> 16 </B> and connecting rods <B> 17 </B> connected <B> to </B> one Linear elbow lever arms <B> 18, </B> capable of pivoting about a fixed axis <B> 19 </B> and the other arm of which carries a counterweight 20 and is biased by a spring 21 .
For a given speed of rotation of the blades, the lever <B> 18 </B> takes a position such that <B> there </B> is balanced between the centrifugal force exerted on the counterweight 20 and the antagonist spring < B> 21. </B> When the speed of rotation of the blades decreases below the desired value, the free balance is broken and the counterweight 20 moves towards the axis of the rotor, the opening of the shutters increases and, with increasing fluid flow, the rotational torque imparted to the blades increases. Conversely, when the rotational speed of the blades becomes too high, the flaps close reducing the flow rate of the nozzles and, correlatively, the torque. A damper 22 aims to attenuate the too rapid oscillations of the flaps 14.
When the flaps 14 when opening increase the free section of the nozzles <B> 8, </B> the air compressor <B> 1 </B> tends <B> to </B> debit -a greater mass of fluid and, consequently, <B> to </B> consume more power.
This additional power can be supplied to it by means of an automatic device keeping <B> à, </B> the turbine <B> 3 </B> and, consequently, the compressor in a constant rotation. serving, for example, of the discharge pressure of the <B> to </B> oil pump which is driven by the shaft of the turbine and serves <B> to </B> to lubricate the bearings, or of a centrifugal governor driven by said shaft.
The selected <B> f </B> regulation actor can be made to act: h-Ldle pressure or centrifugal force, on the adjustment of the fuel flow rate supplied to the <B> 10, </B> burners or even on the pitch of the blades of the fixed turbine distributor if these blades are <B> to </B> not variable.
The adjustment of the nozzle section can also be controlled by the dynamic pressure of the outside air, the speed of the rotor then depending on the tip speed of the blades and the density of the air, so that, in air <B> at </B> lower density (increase in altitude), the rotor rpm will automatically increase, which is desirable.
Fig. <B> 3 </B> represents one such form of execution.
The dynamic pressure generated by the end speed of the blades and the density of the air is taken by means of a Pitot tube <B> 23 </B> placed on the leading edge of the blades and it is transmitted a piston 24 moving in the cylinder <B> 25 </B> and loaded by a counter spring. This piston opens the flaps 14 placed in front of the reaction nozzles when the speed of the blades or the atmospheric pressure decreases. If the tube <B> 23 </B> has a small diameter, it can produce a damping similar to <B> </B> that exerted by the damper 22 of fig. 2.
The starting of the <B> reaction </B> motor can be obtained by means of an electric motor or else by attacking it <B> at </B> the crank through a reduction gear. For this start-up, it is advisable to provide on the tubing going to the blades -Lm butterfly <B> 26 </B> which will be closed, when starting, to allow <B> to </B> the all of the compressed air to pass through the turbine.
<B> 0 </B> In the arrangement shown in fig. <B> 1, </B> the shaft of the turbine and the compressor is assumed to be horizontal. It is also possible to place this shaft vertically and, in particular, to place it in the axis of the hub <B> 5 </B> of the rotating airfoil <B> 5 </B>. This last arrangement makes it possible to use the gyroscopic effect of the turbine and the compressor which rotate <B> at </B> high speed in order to contribute <B> to </B> the stability of the aircraft, while eliminating or reducing the gyroscopic masses which have been <B> already </B> used for this purpose and which, turning <B> at </B> the speed of the rotary airfoil, are relatively large.
The mass of the stabilizing gyroscope can be reduced <B> to </B> those of the turbine and the compressor wheel, possibly increased by that of a light flywheel. This arrangement also facilitates the implementation of a double brake allowing a helicopter steering control.
Fig. 4 schematically shows, in elevation and in section, a device of this type, in which the fuselage is supposed to be suspended by a universal joint 5a from the hollow hub around which the airfoil <B> 6 </B> rotates and which carries the assembly of the turbine and the wedge-presser, the shaft of which is coaxial <B> with </B> said vehicle.
Brake pads <B> 27 </B> and <B> 28 </B> can be applied by hydraulic cylinders <B> 29 </B> and <B> 30 </B> on crowns <B > 31 </B> and <B> 32 </B> driven respectively by the rotary airfoil and by the turbine in the opposite direction to the rotary airfoil. (This <B> 32 </B> ring gear may be, for example, integral with the rotor of the turbine, the blades of which will have a direction suitable for turning in the opposite direction to the direction of the travel.) Under these conditions, when the pad <B> 28 </B> is applied against the crown <B> 32, </B> the helicopter tends <B> to </B> rotate in the opposite direction of the direction of the direction of travel. On the contrary, the application of the brake <B> 27 </B> allows the helicopter to turn in the direction of the airfoil.
The two brakes are controlled by two separate hydraulic cylinders 29a and 30a, the pistons of which are engaged by the two ends of a hand lever <B> 33 </B> pivoting about a fixed point 33a, so that one cannot act each time on one of the brakes, according to the rotation <B> to </B> obtain.
It is obvious that such a brake device, which is particularly convenient <B> to </B> to implement in the case where the geometric axis of the rotor and of the turbine coincide with that of the airfoil, could also s 'apply to the embodiment described in FIG. <B> 1. </B> In this case, it would suffice to connect, by suitable drive means, <B> to </B> the shaft of the turbine and the compressor, the crown <B> 32 </B> distinct from the turbine and coaxial <B> with </B> the rotary airfoil.
Instead of a hydraulic brake, one can obviously use any other brake system.
<B> It </B> should be noted that in the variant of the fi-. 4, it was assumed that the turbine exhaust was below the device (below its center of gravity). This makes it possible to use the throttle thrust to obtain additional lift, which could be increased if necessary by increasing the flow rate of the compressor, for example by increasing the flow rate of the corner-bustible.
The maneuverability of the helicopter around a vertical axis in hovering flight can also be obtained as shown in fig. <B> 5, </B> by blowing the exhaust gases leaving the exchanger <B> 13, </B> through a suitable nozzle <B> 35, </B> on the rudder <B> 36 </B> of the helicopter. This escapement could also be used in reaction in nozzles arranged on the fuselage, sufficiently far from the center of gravity of the aircraft and opening out on both sides of the vertical plane of symmetry, a valve making it possible to direct the gases either kl LI clans the port nozzles or those on the starboard side, depending on the <B> to </B> rotation.
The blades of the helicopter in which the channels leading the fluid to the nozzles are formed may be rigid, elastic or articulated, according to known techniques. An elastic blade making it possible to conduct <B><I>à</I> </B> its interior the reaction fluid can be produced as shown in cross section in FIG. <B> 6 </B> and in partial longitudinal section, fig. <B> 7. </B> This blade has an internal <B> 37 </B> steel coating, provided with <B> 38 </B> grooves arranged annularly,
which give the internal coating great resistance to internal pressure while leaving considerable elasticity under the effect of bending. The bending forces are supported by the outer coating <B> 39 </B> which can be of a material <B> with </B> low coefficient of elasticity, such as plastics or aluminum. This outer coating <B> 39 </B> rests on the grooves <B> 38 </B> and the gap 40 between the two surfaces can be filled with an insulating material.
In the case of a rigid blade (fig. <B> 8), </B> a steel spar 41 supporting the bending forces will be placed and, on this spar, it will be fixed on either side, to constitute the leading edges and the trailing edges, ribs 42 electrically welded to the lanyard or fixed in any other way. The <B> 7 </B> tables bringing air to the reaction nozzles if killed at the end of the blade can be placed in the ribs and in the spar. The wall of these tubes is determined so as to <B>, </B> resist the tensions produced by the internal pressure, but not the bending forces. She can therefore be thin, which helps to gain weight.
The blade is finally covered by an outer 44 surrounding the lono, er on and the ribs and in any suitable material. Fig. <B> 9 </B> shows in axial section Lin the <B> </B> reaction propellant applied <B> to </B> Lin ordinary aircraft.
The relative wind enters through the hearing 45; he. is taken by the compressor <B> 1, </B> crosses the exchanger <B> 2 </B> and divides into two flows, as described, one towards the burners <B> 10 </B> and the turbine <B> 3, </B> Fails to the reaction nozzle 46 opening towards the rear of the airplane. The exhaust gases from the turbine having passed through exchanger 2 exit through the nozzle 47. A fan <B> 11 </B> sucks in 12 cold air for cooling the turbine and this air is also discharged into < B> 13 </B> towards the rear. Additional burners can be arranged upstream of nozzle 46 to produce the increase in thrust when needed.