Aéronef<B>à</B> voilure tournante La présente invention a pour objet un aéronef<B>à</B> voilure tournante, dans lequel le pas des pales du rotor est réglable par un méca nisme de commande.
L'expérience a montré que lors du vol horizontal, avec le manche<B>à</B> balai bloqué ou maintenu sans précaution par le pilote, la plu part des hélicoptères tendent<B>à</B> faire des oscil lations phygoïdales: on dit souvent<B>à</B> ce pro pos qu'e ils font le veau<B> </B> (porpoising). Si le pilote n'empêche pas de telles oscillations, en agissant judicieusement sur les commandes, ces oscillations augmentent automatiquement en amplitude et en violence, l'aéronef s'écarte de sa trajectoire prévue, et il peut en résulter facilement des conditions de vol dangereuse ment instables.
On a donc envisagé de munir des aéronefs<B>à</B> voilure tournante tels que les hélicoptères de moyens automatiques amortis sant lesdites oscillations de façon<B>à</B> ramener l'aéronef<B>à</B> une trajectoire rectiligne après tout écart de cette trajectoire, sans requérir l'atten tion du pilote, et de conférer ainsi<B>à</B> l'appareil des caractéristiques de stabilité inhérentes.
L'aéronef selon l'invention est caractérisé par un dispositif présentant une masse d'iner tie sensible aux accélérations<B>de</B> l'aéronef en direction verticale et connecté au mécanisme de commande du pas, de façon<B>à</B> changer le pas des pales du rotor dans un sens s'oppo sant<B>à de</B> telles accélérations verticales.
Le dessin annexé représente,<B>à</B> titre d'exem ple, deux formes d'exécution de l'objet de l'invention.
La fig. <B>1</B> est une vue schématique et par tielle<B>de</B> la première forme d'exécution re présentant le dispositif appliqué<B>à</B> un héli- coptùre du type<B>à</B> un seul rotor.
La fig. 2 en est une vue en coupe,<B>à</B> plus grande échelle, selon la ligne IMI de la fig. <B>1.</B> La fig. <B>3</B> est un graphique représentant trois différentes trajectoires de<B>'</B> vol d'un héli coptère, auquel on se référera dans le texte pour expliquer l'utilité du dispositif et son effet<B>;</B> et la fig. 4 est une vue partielle schématique, en élévation, de la seconde forme d'exécution représentant le dispositif appliqué<B>à</B> un héli coptère du type<B>à</B> rotors en tandem.
L'hélicoptère, partiellement représenté<B>à</B> la fig. <B>1,</B> est du type<B>à</B> un seul rotor, dont rarbre d'entrakernent <B>10</B> comporte un moyeu 12, portant une paire de pales de rotor diamé tralement opposées et disposées -radialement comme indiqué en 14 (fig. 2). Le moyeu 12 est monté orientable en tous sens sur l'arbre<B>10,</B> au moyen de tout dispositif convenable, tel qu'un anneau de cardan<B>13,</B> tout en étant claveté sur l'arbre<B>10</B> de façon<B>à</B> tourner avec celui-ci sous l'action de la force appliquée<B>à</B> l'arbre par<B>le</B> moteur (non représenté).
Les pales de rotor 14-14 sont reliées au moyeu 12<B>à</B> l'aide d'un palier<B>15</B> permettant aux pales de tourner par rapport au moyeu 12 autour des axes longitudinaux des pales, pour changer leur pas. Un bras de réglage du pas des pales<B>16</B> part de chacune des pales et est articulé sur un élément de connexion<B>18</B> qui, <B>à</B> son tour, est connecté dans chaque cas<B>à</B> une extrémité d'un bras oscillant 20. Les bras oscillants 20-20 sont articulés comme indiqué en 21 sur l'extrémité supérieure d'un man chon 22, monté<B>à</B> cannelures sur l'arbre<B>10</B> et qui, par conséquent, tourne avec cet arbre, tout en pouvant coulisser verticalement sur celui-ci.
Comme représenté, l'extrémité exté rieure des bras oscillants est articulée en<B>26,</B> pour la commande cyclique du pas des pales et, partant, pour la commande longitudinale et latérale de l'appareil,<B>à</B> une biellette<B>27</B> par tant de la bagne extérieure<B>28</B> d'un dispositif <B>à</B> plateau chavirant, comprenant des billes<B>29</B> et une bague intérieure<B>30.</B>
La bague intérieure<B>30</B> présente une sur face intérieure ayant la forme d'un segment sphérique, qui complète un élément de portée en forme de segment sphérique<B>32</B> monté sur l'extrémité supérieure d'un manchon 34 soli daire de la structure fixe de l'hélicoptère et qui entoure l'ensemble 10-22 de l'arbre d'en- trailnement et du manchon. Un élément de connexion<B>36</B> est relié<B>à</B> la bague intérieure<B>30</B> du dispositif<B>à</B> plateau chavirant, traverse, plus bas, le corps de l'hélicoptère puis est articulé en<B>37</B> sur une extrémité d'un levier coudé<B>38</B> monté oscillant sur la structure fixe de l'héli coptère et dont l'autre extrémité est articulée sur un élément de commande 40.
Dans le dessin, le dispositif<B>à</B> plateau chavirant est monté sur l'arbre<B>10</B> au moyen eun joint<B>à</B> rotule, mais il est entendu qu'on peut employer tous autres moyens de montage, tels que, par exemple, -un dispositif<B>à</B> cardan.
Bien que l'autre extrémité de l'élément 40 puisse être connectée au manche<B>à</B> balai 42 pour la commande longitudinale de l'hélicop tère, un dispositif présentant une masse d'iner tie sensible aux accélérations de l'aéronef en direction verticale lui étant accouplé d'une façon appropriée quelconque, dans la forme d'exécution représentée<B>à</B> la fig. <B>1,</B> l'élément 40 est monté articulé en 44<B>à</B> un mécanisme<B>diffé-</B> rentiel comprenant un levier compensateur 45, <B>à</B> son tour articulé en 46 sur un bras coudé 48.
Celui-ci est monté oscillant sur la structure fixe de l'hélicoptère comme indiqué en 49, alors que l'autre extrémité du levier compensateur 45 est articulée en<B>50 à</B> une tige<B>52</B> dont l'autre extrémité est articulée en<B>53</B> au manche<B>à</B> balai 42 dont le point d'articulation<B>à</B> la struc ture de l'hélicoptère se trouve en<B>56.</B>
Le bras 48 comporte une partie horizon tale<B>58</B> portant un poids<B>60</B> en un point qui est<B>à</B> la fois en avant du centre de gravité de l'hélicoptère et en dehors de l'alignement vertical de l'articulation 49 du bras coudé 48 sur le corps de l'appareil. Ainsi, comme le montre le dessin, le poids<B>60</B> tend<B>à</B> faire tour ner<B>le</B> bras coudé dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, comme montré sur la fig. <B>1,</B> autour de l'articulation 49, mais un dis positif<B>à</B> ressort<B>62</B> faisant contrepoids, relié au bras coudé 48, maintient normalement l'en semble bras coudé et poids<B>60</B> dans la posi tion représentée.
Un câble tendeur 64, fixé au ressort, passe autour de poulies<B>65-66,</B> et rejoint un dispositif d'ajustement<B>à</B> vis<B>68,</B> de façon que le pilote puisse facilement ajuster la vis<B>68</B> pour faire varier la tension exercée par le ressort<B>62</B> sur le bras 48, en réglant ainsi l'effet de contrepoids du ressort s'oppo sant<B>à</B> l'action du poids<B>60.</B> Ce mécanisme tend aussi<B>à </B> centrer<B>></B> le manche<B>à</B> balai et améliore la<B> </B> sensibilité<B> </B> du dispositif de commande, caractéristique désirable, comme on sait.
Un autre dispositif de connexion (non représenté) peut être prévu pour réagir aux mouvements latéraux du manche<B>à</B> balai 42 et couplé au plateau chavirant<B>28</B> de façon <B>à</B> faire basculer latéralement celui-ci pour les man#uvres de commande latérale correspon dante de l'appareil, chose également connue. Comme indiqué en<B>70,</B> un servo-mécanisme peut être ajouté<B>à</B> l'élément 40, si on le désire, pour renforcer l'efficacité du dispositif contrôlé par le pilote.
On notera que le mécanisme différentiel relie le poids<B>60</B> et le manche<B>à</B> balai 42 par ses éléments de commandes 48 et 45, respec tivement, qui sont actionnables de façon indé pendante et qu'il les relie de façon différen tielle<B>à</B> l'élément 40 relié lui-même au méca nisme de commande du pas des pales du rotor<B>;</B> l'ampleur du mouvement produit par le différentiel est fonction de la somme algé brique de l'ampleur des mouvements des or ganes de commande respectifs du différentiel.
On voit donc que le poids<B>60</B> et le res sort<B>62</B> étant choisis et mutuellement ajustés de façon<B>à</B> équilibrer normalement le dispo sitif de connexion de la commande dans la position représentée<B>à</B> la fig. <B>1,</B> toutes les ma- n#uvres du manche<B>à</B> balai 42 effectuées par le pilote font osciller le levier compensateur 45 autour de son articulation 46. Ce mouvement est transmis par l'élément 40 et le levier<B>38</B> <B>à</B> l'élément de connexion<B>36,</B> et fait ainsi bas culer le plateau chavirant<B>28</B> sur son palier<B>32</B> par rapport<B>à</B> la structure fixe de l'hélicoptère.
<B>A</B> son tour, ce basculement du plateau<B>28</B> provoque le pivotement du bras 20 corres pondant, autour de son articulation sur le manchon 22, ce qui fait agir l'élément de connexion correspondant<B>18</B> sur le bras cor respondant de commande du pas des pales du rotor, et fait tourner cycliquement les pales du rotor dans leurs paliers de changement de pas, lorsque<B>le</B> rotor tourne autour de l'axe vertical de l'arbre<B>10.</B> Le rotor sera ainsi réglé pour assurer divers angles d'incidence effectifs des pales respectives, lorsque celles-ci tournent cycliquement autour de l'arbre du rotor.
Le dispositif<B>à</B> masse d'inertie décrit qui est accouplé<B>à</B> un dispositif de commande classique, n'empêche pas les man#uvres de ce dernier par le pilote<B>;</B> en outre,<B>à</B> tout mo ment, sans intervention du pilote, le poids<B>60</B> réagit automatiquement<B>à</B> toute accélération verticale de l'hélicoptère et agit automatique ment de façon<B>à</B> ajuster le dispositif de com- mande cyclique du pas des pales du rotor pour s'opposer au mouvement d'accélération de l'hélicoptère.
Par exemple, en supposant que l'appareil s'avance en vol selon une trajectoire approximativement horizontale, et que subi tement, par suite d'une rafale de vent ou d'un phénomène analogue, il se dresse vers le haut, le poids<B>60</B> tarde<B>à</B> suivre le<B> </B> saut<B> </B> vertical de l'avion,<B>à</B> cause de l'inertie du poids. Ce retard du poids fera automatiquement tourner le levier 48 autour du pivot 49, dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, en trans mettant ainsi, par l'élément 40, un mouve ment tendant<B>à</B> faire basculer le plateau<B>28,</B> puisque le manche<B>à</B> balai tend<B>à</B> rester fixe dans sa position antérieure par rapport au châssis de l'avion.
Dans ce but, le mouvement du manche<B>à</B> balai 42 comporte de préférence une faible résistance de frottement ou des ressorts de centrage réglables (non représentés), connus par ailleurs. Le dispositif de com mande est conçu et agencé de manière telle qu'un mouvement de commande transmis au dispositif<B>à</B> plateau chavirant<B>28</B> fait basculer celui-ci de façon<B>à</B> actionner le dispositif de commande cyclique du pas des pales du rotor de manière<B>à</B> incliner le rotor vers le -bas, en réduisant ou en annulant le mouvement ascen sionnel de l'hélicoptère.
De même, toutes les perturbations atmosphériques tendant<B>à</B> faire piquer l'hélicoptère s'accompagnent automati quement d'un pivotement du bras coudé 48 vers le haut ou dans le sens des aiguilles d'une montre ayant pour conséquence un ajustement correspondant du dispositif<B>à</B> plateau chavi rant<B>28,</B> en s'opposant aux tendances oscilla toires de l'hélicoptère.
On remarquera que le ressort<B>62</B> et le poids<B>60</B> de la fig. <B>1</B> seront préalablement choisis de façon<B>à</B> présenter les caractéristiques donnant une réaction relativement sensible<B>à</B> toutes les tendances d'accélération verticale. De préférence, l'action du poids<B>60</B> réagis sant<B>à</B> l'accélération sera amortie, par exemple, par un dispositif amortisseur<B>à</B> friction<B>72,</B> connecté par un élément<B>73</B> avec le bras coudé 48. Pour le réglage<B> </B> collectif<B> </B> du pas des pales de rotor, un bras de réglage 74 est accouplé au manchon 22 par une partie rai nurée du manchon 34.
<B>Il</B> est évidemment essentiel que cet effet opposé<B>à</B> l'accélération soit produit en temps opportun de façon<B>à</B> exercer une action d'amortissement<B>à</B> l'encontre des oscillations phygdidales se produisant normalement<B>à</B> la suite des rafales de vent et phénomènes ana logues, et non<B>à</B> s'y ajouter.
<B>A</B> la fig. <B>3,</B> la courbe<B>75</B> représente les écarts par rapport<B>à</B> une trajectoire de vol qu7un hélicoptère ou appareil analogue clas sique, ayant des caractéristiques de stabilité neutres, pourrait subir<B>à</B> la suite d'une rafale. Ainsi, chaque fois que l'hélicoptère subit une rafale ou phénomène analogue survenant au point<B><I>A</I></B> de la courbe, le rotor bascule vers le haut, et ce mouvement est suivi par le fuse lage qui se dresse vers<B>le</B> haut. La trajectoire de vol s'infléchit alors vers le haut, passe par un sommet en B, puis commence<B>à</B> descendre, comme indiqué en<B>C,</B> et continue ensuite<B>à</B> osciller avec une vitesse et des amplitudes sen siblement constantes au-dessus et au-dessous de la trajectoire horizontale initiale.
Par contre, comme le montre la courbe<B>76,</B> lorsqu'un hé licoptère doté d'un dispositif<B>à</B> masse d'inertie tel que représenté<B>à</B> la fig. <B>1,</B> rencontre en vol une rafale et se dresse vers le haut, le dispositif de réglage sensible<B>à</B> l'accélération entre automatiquement en action, par exemple dans la position indiquée en<B>D</B> sur la courbe<B>76,</B> pour prévenir les forces produisant normalement une oscillation phygdidale de la trajectoire de vol, et s'y opposer.
Le facteur essentiel dans le fonctionnement dudit dispositif est le moment de sa mise en action,<B>de</B> manière<B>à</B> permettre de prévenir les mouvements de l'hélicoptère. Si le poids<B>60</B> était placé, par exemple, au centre de gravité de l'hélicoptère, l'effet maximum se serait produit au point B de la courbe<B>75</B> ou un peu derrière ce point. Si le poids<B>60</B> est placé en avant du centre de gravité de l'hélicoptère, les accélérations de l'inclinaison du fuselage agi ront également, et l'effet maximum se produira un peu avant le point B, soit au point<B>D</B> de la courbe<B>75</B> par exemple. Cette relation de phase entre l'action du dispositif et les oscillations est essentielle pour le fonctionne ment approprié du dispositif.
On voit donc que le dispositif<B>à</B> masse d'inertie décrit ci- dessus supprime la tendance de rhélicoptùre <B>à</B> osciller sur sa trajectoire comme indiqué par la courbe<B>75,</B> et a pour effet d'amortir les tendance<B>à</B> l'oscillation tant au-dessus qu'au- dessous du plan de la trajectoire horizontale initiale, de sorte que la trajectoire tend fina lement<B>à</B> devenir rectiligne, comme on le voit dans la partie finale de la courbe<B>76 (à</B> droite sur le dessin).
Un hélicoptère muni d'un tel dispositif se distingue donc nettement des hélicoptères du type classique, lesquels sont essentiellement instables, et qui, par conséquent, sauf réglage par le pilote, tendent<B>à</B> voler avec des oscil lations<B>à</B> amplitude croissante, comme indi qué par exemple par la courbe<B>77.</B> Cette courbe montre comme les oscillations d'un hélicoptère essentiellement instable tendent<B>à</B> augmenter constamment en vitesse et ampli tude, ce qui exige par conséquent des man#u- vres exactes et expertes du pilote, pour éviter des accidents.<B>Il</B> est bien entendu que,
alors que dans la forme d'exécution représentée<B>à</B> la fig. <B>1</B> l'emplacement dudit dispositif se trouve en avant du centre de gravité de l'héli coptère, ce qui assure l'effet maximum avant que l'hélicoptère n'atteigne le point B de la fig. <B>3,</B> on pourrait, suivant les caractéristiques de vol naturelles de l'hélicoptère considéré, placer avantageusement le dispositif au centre de gravité ou même en arrière de celui-ci.
La fig. 4 est une vue partielle d'un héli coptère du type<B>à</B> rotors en tandem, dans lequel les rotors sont montés sur des arbres d'entraîï- nement avant et arrière<B>80-82</B> respectivement, chacun d'eux étant muni de pales 84-84 et <B>86-86,</B> respectivement agencées comme<B>à</B> la fig. <B>1.</B> Le pas des pales des rotors est réglable au moyen<B>de</B> tiges<B>87-88</B> reliées<B>à</B> des leviers <B>90-92,</B> articulés sur des manchons 94-96, mobiles verticalement et man#uvrables au moyen de biellettes<B>97-98.</B> Ces dernières sont montées sur les bagues extérieures<B>99-100</B> des dispositifs<B>à</B> plateau chavirant 102-104,
montés orientables en tous sens par rapport aux arbres d'entraffiement des rotors, par exemple au moyen des dispositifs<B>à</B> rotule<B>106-108</B> portés par des manchons<B>109-110</B> entourant les arbres d'entraffiement <B>80-82</B> des rotors.
L'inclinaison des plateaux chavirants 102 104 est<B>à</B> son tour réglée par rapport aux arbres<B>80-82</B> au moyen de tiges 112-114, qui sont reliées au moyen de leviers coudés<B>116-</B> <B>118 à</B> une tige commune 120.
Celle-ci est articulée en 122 sur la partie centrale d'un levier compensateur 124 articulé en<B>126</B> sur un bras coudé<B>128, à</B> son tour articulé sur la structure fixe de l'hélicoptère, comme in diqué en<B>129.</B> L'extrémité libre du levier compensateur 124 est articulée sur un<B>élé-</B> ment<B>130,</B> qui est articulé<B>à</B> son tour en<B>131,</B> pour la commande longitudinale de l'hélicop tère, sur un manche<B>à</B> balai<B>132</B> destiné<B>à</B> la commande cyclique du pas, et qui est articulé sur la structure de l'hélicoptère comme in i- qué en<B>133.</B> La partie 134 du bras coudé<B>128</B> porte un poids<B>135 ;
</B> un ressort<B>138</B> est fixé <B>à</B> la partie 134 du bras et<B>à</B> la structure fixe de l'hélicoptère, de façon<B>à</B> faire contrepoids au poids<B>135</B> en vue de maintenir normalement le bras coudé<B>128</B> dans la position représentée <B>à</B> la fig. 4. Un dispositif d'amortissement<B>139</B> est accouplé au bras<B>128</B> pour amortir son mouvement, comme il a été décrit au sujet du dispositif amortisseur<B>à</B> friction<B>72</B> de la fig. <B>1.</B>
Dans cette disposition de rotors en tandem, un dispositif de commande collective du pas des pales des rotors est illustré par le levier de commande 140, pivotant en 141 sur la structure fixe de l'hélicoptère et relié<B>à</B> un<B>élé-</B> ment 142 qui relie entre eux deux leviers coudés 144 qui<B>à</B> leur tour actionnent des tiges 146-1.48 articulées en 149-150 sur des leviers 151-152. Ces derniers sont montés oscillants en<B>153-154</B> sur l'une des extrémités de biel lettes 155-156, dont l'autre extrémité est reliée <B>à</B> des leviers coudés 157-158,
agencés de façon <B>à</B> être actionnés par un élément<B>160</B> qui<B>à</B> son tour est actionné par un levier<B>162</B> monté oscillant par sa partie centrale sur le châssis de l'hélicoptère et articulé en 164 sur la tige 120 susmentionnée.
<B>Il</B> est<B>à</B> observer cependant que les leviers coudés<B>157-158</B> et l'élément<B>160</B> sont reliés entre eux de façon<B>à</B> assurer un fonctionnement de type différentiel des leviers coudés<B>157-158</B> en réponse au mouvement de l'élément<B>160</B> et, de ce fait, les leviers coudés oscillent simul tanément, mais en sens inverse, lors du mou vement de l'élément<B>160.</B> Par exemple, le mouvement de l'élément<B>160</B> de gauche<B>à</B> droite (en regardant la fig. 4), fait tourner le levier<B>157</B> dans le sens inverse des aiguilles d'une montre et le levier<B>158</B> dans le sens des aiguilles d'une montre.
Inversement, en pous sant la tige<B>160</B> de droite<B>à</B> gauche (sur la fig. 4), on fait tourner le levier<B>157</B> dans le sens des aiguilles d'une montre et le levier<B>158</B> dans le sens inverse des aiguilles eune montre.
L'extrémité libre du levier oscillant<B>151</B> est articulée en<B>166</B> sur une tige<B>168</B> qui est montée oscillante sur une broche ou ergot<B>169</B> en une seule pièce avec le manchon 94 cou lissant verticalement dont elle fait saillie<B>;</B> la broche<B>169</B> traverse le manchon<B>109</B> par une fente verticale. De même, le levier oscillant <B>152</B> est articulé en<B>172 à</B> une tige 174 qui est<B>à</B> son tour montée oscillante sur une broche <B>176</B> en une seule pièce avec le manchon<B>96</B> coulissant verticalement, dont elle fait saillie en traversant une fente verticale du man chon<B>110.</B>
On voit donc que, lorsqu'on tire le levier 140 de commande du pas vers le haut et vers l'arrière, par exemple, l'élément 142 se dépla cera de droite<B>à</B> gauche (sur la fig. 4) en faisant ainsi tourner dans le sens des aiguilles d'une montre les leviers coudés 144, ce qui soulèvera les manchons 94-96 de commande collective du pas, par suite des connexions indiquées ci- dessus, les points d'articulation<B>153-154</B> fonc tionnant comme points d'appui des leviers 151-152.
Ainsi, en agissant sur le levier 140, le pilote commande simultanément l'angle effi cace d'incidence des pales des deux rotors, pour la commande du vol horizontal et pour la commande verticale (mouvement ascension- nel et de descente) de l'hélicoptère, le réglage collectif du pas des pales des deux rotors étant dans ces conditions de même amplitude et<B>de</B> même direction.
Cependant, grâce au mécanisme<B>de</B> con nexion comprenant le levier<B>162</B> qui est relié de manière oscillante<B>à</B> l'élément<B>160</B> et de <B>là</B> aux leviers coudés 157-158, et au méca nisme différentiel de commande collective du pas, chaque fois qu'on procède<B>à</B> un réglage cyclique du pas comme, par exemple, par la manipulation par le pilote du manche<B>à</B> balai <B>132,</B> les dispositifs de commande collective du pas des pales de chacun des rotors sont simul tanément affectés différentiellement. L'agence ment est tel que, chaque fois que le pilote ap- pui2 en avant sur le manche<B>à</B> balai<B>132</B> pour la commande cyclique des rotors,
afin d'obtenir une composante de propulsion dans<B>le</B> système des forces de sustentation, le dispositif de commande collective du pas des pales des rotors est simultanément réglé de façon<B>à</B> diminuer légèrement les réglagles de pas de toutes les pales du rotor avant, et en augmen tant simultanément les réglages de pas de toutes les pales du rotor arrière. Ceci établit immédiatement un couple d'inclinaison vers l'avant et vers le bas agissant sur l'hélicoptère, en le faisant piquer du nez et dresser la queue.
Puis, lorsque le pilote pousse en arrière le manche<B>à</B> balai<B>132,</B> par exemple pour arrêter la progression de l'hélicoptère vers l'avant, les pales des rotors sont réglées cycli- quement quant<B>à</B> leur pas, de façon<B>à</B> ramener les deux rotors<B>à</B> une attitude horizontale pour le simple mouvement horizontal (vol plané) de l'hélicoptère. En même temps, le mécanisme de commande différentiel opère de façon<B>à</B> ajuster les dispositifs de commande collective du pas des rotors de façon<B>à</B> égaliser les ré glages de pas collectif des pales des rotors respectifs, de sorte que l'hélicoptère retourne <B>à</B> une position de vol horizontal.
De même, tous les ajustements automa tiques du mécanisme de commande du rotor, pouvant s'effectuer au cours du vol, grâce au fonctionnement du dispositif<B>à</B> masse d'inertie décrit ci-dessus, sous l'effet des mouvements relatifs<B>-</B> provoqués par l'accélération<B>-</B> du poids<B>135</B> par rapport<B>à</B> la coque de l'héli coptère, se manifesteront dans les deux méca nismes de commande, cyclique et collective, décrits ci-dessus, pour l'ajustement coordonné et simultané des mécanismes de commande cyclique et collective du pas des pales des rotors avant et arrière.
Au lieu du mécanisme de commande cy clique et collective du pas, décrit ci-dessus, pour des hélicoptères du type<B>à</B> rotor en tan dem, on prévoit qu'un dispositif<B>à</B> masse d'inertie, tel que décrit ci-dessus, peut être employé dans un hélicoptère du type<B>à</B> rotor en tandem pour régler seulement le dispositif de commande collective du pas des pales de l'un ou l'autre des rotors.
Par exemple, le dis positif peut être relié uniquement au dispositif de commande collective du pas des pales du rotor avant, et dans ce cas, lorsque l'avant de l'hélicoptère se redresse, le dispositif<B>à</B> masse d'inertie intervient automatiquement pour réduire le pas des pales du rotor avant, en contrecarrant ainsi ce mouvement ou bien encore, ce dispositif peut être relié au dispositif de commande collective du pas des pales du rotor arrière, pour augmenter le pas des pales du rotor arrière, lorsque l'avant de l'hélicop tère se redresse pour contrecarrer la tendance <B>à </B> faire le veau<B> </B> de l'appareil.
Un hélicoptère dans lequel le moyeu du rotor est rigidement fixé<B>à</B> l'arbre d'entrdine- ment du rotor, et dans lequel les pales du rotor sont individuellement articulées au moyeu du rotor au moyen de dispositifs d'articulation permettant le mouvement des pales par rap port au moyeu, peut également être muni du dispositif<B>à</B> masse d'inertie décrit ci-dessus. Dans tous les cas, les pas des pales du rotor seront individuellement réglables par rapport <B>à</B> la structure du moyeu et les pales agencées comme décrit ci-dessus aussi bien pour la commande cyclique du pas que pour la com mande collective, et accouplées tant aux com mandes classiques du pilote qu'au dispositif présentant une masse d'inertie sensible aux accélérations de l'aéronef en direction verticale.
Ainsi, toute tendance de l'hélicoptère de s'écar ter de la trajectoire de vol prévue, sera auto matiquement et instantanément prévenue et contrecarrée.
On notera que le poids<B>60</B> (fig. <B>1)</B> ou<B>135</B> (fig. 4) peut avoir toute forme appropriée, et peut consister en un poids utile par ailleurs, comme par exemple la batterie d'accumula teurs de l'hélicoptère, ou toute autre pièce.
On notera également que le poids peut être relié aux dispositifs de réglage cyclique du pas et de réglage différentiel collectif du pas de toute autre manière, en fixant par exemple le poids directement sur le manche<B>à</B> balai,<B>à</B> condition, bien entendu, d'être en dehors de l'alignement vertical de l'articulation de ce dernier, pour réagir<B>à</B> l'accélération verticale de l'hélicoptère.<B>Il</B> est également entendu que, bien qu'à la fig. <B>1,</B> le poids réagissant<B>à</B> l'accé lération soit représenté comme étant relié seu lement au dispositif de commande cyclique, il peut être<B>de</B> même relié seulement au dispo sitif de commande collective aboutissant au bras de réglage 74 de la fig. <B>1,
</B> ou relié<B>à</B> la fois<B>à</B> ce dernier au dispositif de commande cyclique.
<B> Rotary Wing </B> Aircraft The present invention relates to a <B> </B> rotary wing aircraft, in which the pitch of the rotor blades is adjustable by a control mechanism.
Experience has shown that during horizontal flight, with the broom stick locked or carelessly held by the pilot, most helicopters tend <B> </B> to swing. phygoïdales: we often say <B> to </B> this thing that they make the calf <B> </B> (porpoising). If the pilot does not prevent such oscillations, by acting judiciously on the controls, these oscillations automatically increase in amplitude and violence, the aircraft deviates from its planned path, and dangerous flight conditions can easily result. ment unstable.
It has therefore been envisaged to equip <B> rotary wing </B> aircraft such as helicopters with automatic means damping said oscillations so as <B> to </B> bring the aircraft <B> to </ B > a straight trajectory after any deviation from this trajectory, without requiring the pilot's attention, and thus to give <B> </B> the aircraft inherent stability characteristics.
The aircraft according to the invention is characterized by a device having an inertia mass sensitive to accelerations <B> of </B> the aircraft in the vertical direction and connected to the pitch control mechanism, so <B> to </B> change the pitch of the rotor blades in a direction opposing <B> </B> such vertical accelerations.
The appended drawing represents, <B> to </B> by way of example, two embodiments of the object of the invention.
Fig. <B> 1 </B> is a schematic and partial view <B> of </B> the first embodiment showing the device applied <B> to </B> a helicopter of the type <B > to </B> a single rotor.
Fig. 2 is a sectional view, <B> to </B> on a larger scale, along the line IMI of FIG. <B> 1. </B> Fig. <B> 3 </B> is a graph representing three different trajectories of <B> '</B> flight of a helicopter, to which reference will be made in the text to explain the utility of the device and its effect <B >; </B> and fig. 4 is a partial schematic view, in elevation, of the second embodiment showing the device applied <B> to </B> a helicopter of the type <B> with </B> rotors in tandem.
The helicopter, partially shown <B> to </B> in fig. <B> 1, </B> is of the type <B> with </B> a single rotor, of which rarity of entrakernent <B> 10 </B> comprises a hub 12, carrying a pair of rotor blades diamed tralement opposed and arranged -radially as indicated at 14 (fig. 2). The hub 12 is mounted orientable in all directions on the shaft <B> 10, </B> by means of any suitable device, such as a cardan ring <B> 13, </B> while being keyed on the shaft <B> 10 </B> so <B> to </B> rotate with the latter under the action of the force applied <B> to </B> the shaft by <B> the </B> engine (not shown).
The rotor blades 14-14 are connected to the hub 12 <B> to </B> by means of a bearing <B> 15 </B> allowing the blades to rotate relative to the hub 12 around the longitudinal axes of the blades, to change their pitch. An arm for adjusting the pitch of the blades <B> 16 </B> starts from each of the blades and is articulated on a connection element <B> 18 </B> which, <B> in </B> in turn, is connected in each case <B> to </B> one end of a swing arm 20. The swing arms 20-20 are articulated as indicated at 21 on the upper end of a man chon 22, mounted <B> with </B> splines on the shaft <B> 10 </B> and which, therefore, rotates with this shaft, while being able to slide vertically on it.
As shown, the outer end of the oscillating arms is articulated at <B> 26, </B> for the cyclic control of the pitch of the blades and, therefore, for the longitudinal and lateral control of the apparatus, <B> to </B> a link <B> 27 </B> for both the outer penal colony <B> 28 </B> of a device <B> with </B> capsizing plate, comprising balls <B> 29 </B> and an inner ring <B> 30. </B>
The inner ring <B> 30 </B> has an inner surface in the form of a spherical segment, which complements a bearing element in the form of a spherical segment <B> 32 </B> mounted on the upper end a sleeve 34 integral with the fixed structure of the helicopter and which surrounds the assembly 10-22 of the drive shaft and of the sleeve. A connection element <B> 36 </B> is connected <B> to </B> the inner ring <B> 30 </B> of the device <B> to </B> capsizing plate, cross member, lower , the body of the helicopter is then articulated at <B> 37 </B> on one end of an elbow lever <B> 38 </B> mounted oscillating on the fixed structure of the helicopter and whose other end is articulated on a control element 40.
In the drawing, the device <B> with </B> capsizing plate is mounted on the shaft <B> 10 </B> by means of a joint <B> with </B> ball, but it is understood that any other mounting means can be used, such as, for example, a <B> to </B> gimbal device.
Although the other end of the element 40 can be connected to the brush stick 42 for the longitudinal control of the helicopter, a device having a mass of inertia sensitive to the accelerations of the helicopter. the aircraft in vertical direction being coupled to it in any suitable way, in the embodiment shown <B> to </B> in FIG. <B> 1, </B> the element 40 is mounted articulated at 44 <B> to </B> a <B> differential </B> mechanism comprising a compensating lever 45, <B> to </ B> its turn articulated in 46 on an elbow arm 48.
This is mounted oscillating on the fixed structure of the helicopter as indicated at 49, while the other end of the compensating lever 45 is articulated in <B> 50 to </B> a rod <B> 52 </ B > whose other end is articulated at <B> 53 </B> to the handle <B> to </B> brush 42 whose point of articulation <B> to </B> the structure of the helicopter can be found in <B> 56. </B>
The arm 48 has a horizontal part <B> 58 </B> carrying a weight <B> 60 </B> at a point which is <B> at </B> both in front of the center of gravity of the arm. helicopter and outside the vertical alignment of the articulation 49 of the elbow arm 48 on the body of the apparatus. Thus, as shown in the drawing, the <B> 60 </B> weight tends <B> to </B> rotate the <B> </B> arm anticlockwise. , as shown in fig. <B> 1, </B> around the joint 49, but a positive <B> to </B> spring <B> 62 </B> device acting as a counterweight, connected to the elbow arm 48, normally maintains the seemingly bent arm and <B> 60 </B> weight in the posi tion shown.
A tensioning cable 64, attached to the spring, passes around pulleys <B> 65-66, </B> and joins an adjustment device <B> to </B> screws <B> 68, </B> of so that the pilot can easily adjust the screw <B> 68 </B> to vary the tension exerted by the spring <B> 62 </B> on the arm 48, thus adjusting the counterweight effect of the spring s 'oppo sant <B> to </B> the action of the weight <B> 60. </B> This mechanism also tends to <B> </B> center <B>> </B> the handle <B > to </B> brush and improves the <B> </B> sensitivity <B> </B> of the controller, a desirable characteristic, as is known.
Another connection device (not shown) can be provided to react to the lateral movements of the handle <B> to </B> brush 42 and coupled to the capsizing plate <B> 28 </B> so <B> to </ B> tilt this laterally for the corresponding lateral control maneuvers of the device, something also known. As indicated at <B> 70, </B> a servo mechanism can be added <B> to </B> element 40, if desired, to enhance the efficiency of the pilot controlled device.
It will be noted that the differential mechanism connects the weight <B> 60 </B> and the handle <B> to </B> brush 42 by its control elements 48 and 45, respectively, which can be actuated independently and that it connects them in a different way <B> to </B> the element 40 itself connected to the mechanism for controlling the pitch of the rotor blades <B>; </B> the extent of the movement produced by the differential is a function of the algebraic sum of the magnitude of the movements of the respective control organs of the differential.
It can therefore be seen that the weight <B> 60 </B> and the res output <B> 62 </B> being chosen and mutually adjusted so as to <B> </B> normally balance the connection device of the control in the position shown <B> to </B> in fig. <B> 1, </B> all the operations of the stick <B> to </B> 42 made by the pilot cause the compensating lever 45 to oscillate around its articulation 46. This movement is transmitted by the 'element 40 and the lever <B> 38 </B> <B> to </B> the connection element <B> 36, </B> and thus lowers the capsizing plate <B> 28 </ B> on its landing <B> 32 </B> with respect to <B> to </B> the fixed structure of the helicopter.
<B> A </B> in turn, this tilting of the plate <B> 28 </B> causes the pivoting of the corresponding arm 20, around its articulation on the sleeve 22, which causes the connection element to act corresponding <B> 18 </B> on the corresponding rotor blade pitch control arm, and cyclically rotate the rotor blades in their pitch change bearings, when <B> the </B> rotor is rotating around the vertical axis of the shaft <B> 10. </B> The rotor will thus be adjusted to ensure various effective angles of incidence of the respective blades, when the latter rotate cyclically around the rotor shaft.
The <B> inertia mass </B> device described which is coupled <B> to </B> a conventional control device, does not prevent the latter from being maneuvered by the pilot <B>; </B> moreover, <B> at </B> anytime, without pilot intervention, the weight <B> 60 </B> reacts automatically <B> to </B> any vertical acceleration of the helicopter and automatically acts to <B> to </B> adjust the cyclic rotor blade pitch control device to oppose the accelerating movement of the helicopter.
For example, supposing that the aircraft advances in flight in an approximately horizontal path, and that suddenly, as a result of a gust of wind or the like, it rises upwards, the weight < B> 60 </B> is late <B> in </B> following the vertical <B> </B> jump <B> </B> of the plane, <B> to </B> because of the inertia of the weight. This delay of the weight will automatically turn the lever 48 around the pivot 49, counterclockwise, thus transmitting, through the element 40, a movement tending <B> to </B> make tilt the plate <B> 28, </B> since the handle <B> with </B> broom tends <B> to </B> remain fixed in its anterior position relative to the frame of the airplane.
For this purpose, the movement of the brush handle 42 preferably includes low frictional resistance or adjustable centering springs (not shown), known elsewhere. The control device is designed and arranged in such a way that a control movement transmitted to the device <B> to </B> capsizing plate <B> 28 </B> causes the latter to tilt so <B> to </B> operate the cyclic rotor blade pitch control device so as to <B> </B> tilt the rotor downward, reducing or canceling the upward movement of the helicopter.
Likewise, all atmospheric disturbances tending <B> to </B> pitch the helicopter are automatically accompanied by a pivoting of the elbow arm 48 upwards or in the direction of clockwise, resulting in a corresponding adjustment of the device <B> to </B> tilting plate <B> 28, </B> by opposing the oscillating tendencies of the helicopter.
It will be noted that the spring <B> 62 </B> and the weight <B> 60 </B> of fig. <B> 1 </B> will be previously chosen so as <B> to </B> present the characteristics giving a relatively sensitive reaction <B> to </B> all the vertical acceleration tendencies. Preferably, the action of the weight <B> 60 </B> reacting <B> to </B> the acceleration will be damped, for example, by a damping device <B> with </B> friction <B > 72, </B> connected by an element <B> 73 </B> with the elbow arm 48. For the collective <B> </B> <B> </B> adjustment of the pitch of the rotor blades, an adjustment arm 74 is coupled to the sleeve 22 by a grooved part of the sleeve 34.
<B> It </B> is obviously essential that this effect opposite <B> to </B> the acceleration is produced in a timely manner <B> to </B> exert a damping action <B> against the phygdidal oscillations normally occurring <B> to </B> as a result of gusts of wind and similar phenomena, and not <B> to </B> add to them.
<B> A </B> in fig. <B> 3, </B> the curve <B> 75 </B> represents the deviations from <B> to </B> a flight path of a conventional helicopter or similar device, having neutral stability characteristics , could suffer <B> to </B> as a result of a burst. Thus, each time the helicopter experiences a gust or similar phenomenon occurring at the point <B> <I> A </I> </B> of the curve, the rotor tilts upwards, and this movement is followed by the fuse lage which rises towards <B> the </B> high. The flight path then bends upwards, passes through a vertex in B, then begins <B> to </B> descend, as indicated in <B> C, </B> and then continues <B> to </B> oscillate with substantially constant speed and amplitudes above and below the initial horizontal path.
On the other hand, as shown by curve <B> 76, </B> when a helicopter equipped with a device <B> with </B> mass of inertia as shown <B> at </B> fig. <B> 1, </B> encounters a gust in flight and rises upwards, the adjustment device sensitive to <B> to </B> the acceleration automatically kicks in, for example in the position indicated in < B> D </B> on curve <B> 76, </B> to prevent and counteract forces that normally produce phygdidal flight path oscillation.
The essential factor in the operation of said device is the moment of its activation, <B> </B> so <B> to </B> to prevent the movements of the helicopter. If the weight <B> 60 </B> were placed, for example, at the center of gravity of the helicopter, the maximum effect would have occurred at point B of the curve <B> 75 </B> or a little behind this point. If the weight <B> 60 </B> is placed in front of the helicopter's center of gravity, the accelerations of the tilt of the fuselage will also act, and the maximum effect will occur a little before point B, or at point <B> D </B> of curve <B> 75 </B> for example. This phase relationship between the action of the device and the oscillations is essential for the proper functioning of the device.
It can therefore be seen that the device <B> with </B> mass of inertia described above eliminates the tendency of the helicopter <B> to </B> oscillate on its trajectory as indicated by the curve <B> 75, < / B> and has the effect of damping the <B> to </B> oscillation tendencies both above and below the plane of the initial horizontal trajectory, so that the trajectory eventually tends <B > to </B> become rectilinear, as we can see in the final part of curve <B> 76 (to </B> right in the drawing).
A helicopter fitted with such a device is therefore clearly distinguished from helicopters of the conventional type, which are essentially unstable, and which, therefore, unless adjusted by the pilot, tend <B> to </B> fly with oscillations < B> with increasing amplitude, as indicated for example by curve <B> 77. </B> This curve shows how the oscillations of an essentially unstable helicopter tend to <B> </B> constantly increase speed and amplitude, which consequently requires exact and expert maneuvers by the pilot, to avoid accidents. <B> It </B> is of course,
while in the embodiment shown <B> to </B> in fig. <B> 1 </B> the location of said device is in front of the center of gravity of the helicopter, which ensures the maximum effect before the helicopter reaches point B in fig. <B> 3, </B> one could, depending on the natural flight characteristics of the helicopter considered, advantageously place the device at the center of gravity or even behind it.
Fig. 4 is a partial view of a helicopter of the type <B> with </B> tandem rotors, in which the rotors are mounted on front and rear drive shafts <B> 80-82 </ B > respectively, each of them being provided with blades 84-84 and <B> 86-86, </B> respectively arranged as <B> to </B> in FIG. <B> 1. </B> The pitch of the rotor blades is adjustable by means of <B> </B> rods <B> 87-88 </B> connected <B> to </B> levers < B> 90-92, </B> articulated on sleeves 94-96, movable vertically and maneuverable by means of links <B> 97-98. </B> These latter are mounted on the outer rings <B> 99-100 </B> of devices <B> to </B> capsizing plate 102-104,
mounted to be oriented in all directions with respect to the drive shafts of the rotors, for example by means of <B> </B> ball-and-socket devices <B> 106-108 </B> carried by sleeves <B> 109-110 </B> surrounding the <B> 80-82 </B> drive shafts of the rotors.
The inclination of the capsizing plates 102 104 is <B> at </B> in turn adjusted with respect to the shafts <B> 80-82 </B> by means of rods 112-114, which are connected by means of angled levers <B> 116- </B> <B> 118 to </B> a common rod 120.
This one is articulated in 122 on the central part of a compensating lever 124 articulated in <B> 126 </B> on an angled arm <B> 128, in </B> its articulated turn on the fixed structure of the 'helicopter, as indicated in <B> 129. </B> The free end of the trim lever 124 is articulated on a <B> element </B> <B> 130, </B> which is articulated <B> to </B> its turn in <B> 131, </B> for the longitudinal control of the helicopter, on a <B> with </B> stick <B> 132 </B> intended <B> for </B> the cyclic control of the pitch, and which is articulated on the structure of the helicopter as indicated in <B> 133. </B> The part 134 of the bent arm <B> 128 </B> carries a weight <B> 135;
</B> a spring <B> 138 </B> is attached <B> to </B> part 134 of the arm and <B> to </B> the fixed structure of the helicopter, so <B > to </B> counterbalance the weight <B> 135 </B> in order to maintain the elbow arm <B> 128 </B> normally in the position shown <B> to </B> in fig. 4. A damping device <B> 139 </B> is coupled to the arm <B> 128 </B> to damp its movement, as has been described in connection with the damping device <B> to </B>. friction <B> 72 </B> of fig. <B> 1. </B>
In this arrangement of tandem rotors, a device for collective control of the pitch of the rotor blades is illustrated by the control lever 140, pivoting at 141 on the fixed structure of the helicopter and connected <B> to </B> a <B> element 142 which connects between them two angled levers 144 which <B> in </B> in turn actuate rods 146-1.48 articulated in 149-150 on levers 151-152. These are mounted oscillating in <B> 153-154 </B> on one of the ends of connecting rods 155-156, the other end of which is connected <B> to </B> angled levers 157-158 ,
arranged so <B> to </B> to be actuated by an element <B> 160 </B> which <B> in </B> in turn is actuated by a lever <B> 162 </B> mounted to swing by its central part on the frame of the helicopter and articulated at 164 on the aforementioned rod 120.
<B> It </B> is <B> to </B> observe, however, that the elbow levers <B> 157-158 </B> and the element <B> 160 </B> are connected to each other so way <B> to </B> ensure differential type operation of the elbow levers <B> 157-158 </B> in response to the movement of the element <B> 160 </B> and, therefore, the angled levers oscillate simultaneously, but in the opposite direction, when moving the element <B> 160. </B> For example, the movement of the left element <B> 160 </B> <B > to the right </B> (looking at fig. 4), turns the lever <B> 157 </B> counterclockwise and the lever <B> 158 </B> in clockwise.
Conversely, by pushing the rod <B> 160 </B> from right <B> to </B> left (in fig. 4), the lever <B> 157 </B> is rotated in the direction clockwise and the lever <B> 158 </B> counterclockwise.
The free end of the swinging lever <B> 151 </B> is articulated in <B> 166 </B> on a rod <B> 168 </B> which is mounted oscillating on a pin or lug <B> 169 </B> in one piece with the sleeve 94 smoothing vertically from which it protrudes <B>; </B> the pin <B> 169 </B> passes through the sleeve <B> 109 </B> by a vertical slit. Likewise, the oscillating lever <B> 152 </B> is articulated in <B> 172 to </B> a rod 174 which is <B> à </B> in its turn mounted oscillating on a spindle <B> 176 </B> in one piece with the sleeve <B> 96 </B> sliding vertically, from which it protrudes through a vertical slot of the sleeve <B> 110. </B>
It can therefore be seen that when the pitch control lever 140 is pulled up and back, for example, the element 142 will move from right <B> to </B> left (in fig. 4) thus rotating the angled levers 144 clockwise, which will lift the collective pitch control sleeves 94-96, following the connections indicated above, the articulation points < B> 153-154 </B> functioning as fulcrums for levers 151-152.
Thus, by acting on the lever 140, the pilot simultaneously controls the effective angle of incidence of the blades of the two rotors, for the control of horizontal flight and for the vertical control (ascending and descending movement) of the aircraft. helicopter, the collective adjustment of the pitch of the blades of the two rotors being in these conditions of the same amplitude and <B> of </B> the same direction.
However, thanks to the <B> connection </B> mechanism comprising the lever <B> 162 </B> which is oscillatingly connected <B> to </B> the element <B> 160 </ B > and from <B> there </B> to the angled levers 157-158, and to the collective differential control mechanism of the pitch, each time a cyclical adjustment of the pitch is carried out <B> to </B> such as, for example, by the pilot's manipulation of the stick <B> with </B> brush <B> 132, </B> the collective control devices of the pitch of the blades of each of the rotors are simultaneously affected differentially. The arrangement is such that, each time the pilot presses forward on the stick <B> with </B> brush <B> 132 </B> for the cyclic control of the rotors,
in order to obtain a propulsion component in the <B> </B> lift force system, the collective rotor blade pitch control device is simultaneously adjusted to <B> </B> slightly decrease the pitch adjustments of all front rotor blades, and simultaneously increasing the pitch settings of all tail rotor blades. This immediately establishes a forward and downward tilt torque acting on the helicopter, nose down and tail erect.
Then, when the pilot pushes back the stick <B> with </B> brush <B> 132, </B> for example to stop the progression of the helicopter forwards, the rotor blades are adjusted cyclically. - only as regards <B> to </B> their pitch, so <B> to </B> bring the two rotors <B> to </B> a horizontal attitude for the simple horizontal movement (gliding flight) of the 'helicopter. At the same time, the differential control mechanism operates to <B> to </B> adjust the collective rotor pitch control devices to <B> to </B> equalize the collective pitch settings of the rotor blades. respective rotors, so that the helicopter returns <B> to </B> a horizontal flight position.
Likewise, all the automatic adjustments of the rotor control mechanism, which can be carried out during flight, thanks to the operation of the device <B> with </B> mass of inertia described above, under the effect relative movements <B> - </B> caused by the acceleration <B> - </B> of the weight <B> 135 </B> with respect to <B> </B> the hull of the helicopter copter, will be manifested in the two control mechanisms, cyclic and collective, described above, for the coordinated and simultaneous adjustment of the cyclic and collective control mechanisms of the pitch of the blades of the front and rear rotors.
Instead of the cyclic and collective pitch control mechanism, described above, for helicopters of the <B> with </B> tan dem rotor type, provision is made for a <B> to </B> device. inertia mass, as described above, may be employed in a <B> </B> tandem rotor type helicopter to adjust only the collective blade pitch control device of one or the other. other of the rotors.
For example, the positive device can be connected only to the device for collective control of the pitch of the blades of the front rotor, and in this case, when the front of the helicopter is upright, the device <B> to </B> ground inertia intervenes automatically to reduce the pitch of the blades of the front rotor, thus counteracting this movement, or else, this device can be connected to the collective control device of the pitch of the blades of the rear rotor, to increase the pitch of the blades of the rotor rear, when the front of the helicopter straightens up to counteract the <B> </B> tendency to <B> </B> make the aircraft <B> </B> calf.
A helicopter in which the rotor hub is rigidly attached <B> to </B> the rotor drive shaft, and in which the rotor blades are individually hinged to the rotor hub by means of locking devices. articulation allowing the movement of the blades with respect to the hub, can also be provided with the device <B> with </B> mass of inertia described above. In all cases, the pitch of the rotor blades will be individually adjustable with respect to <B> to </B> the structure of the hub and the blades arranged as described above both for the cyclic control of the pitch and for the control. collective, and coupled both to the conventional commands of the pilot and to the device having a mass of inertia sensitive to the accelerations of the aircraft in the vertical direction.
Thus, any tendency of the helicopter to deviate from the planned flight path will be automatically and instantaneously prevented and thwarted.
Note that the weight <B> 60 </B> (fig. <B> 1) </B> or <B> 135 </B> (fig. 4) may have any suitable shape, and may consist of a useful weight in addition, such as for example the battery of accumulators of the helicopter, or any other part.
It should also be noted that the weight can be connected to the cyclical pitch adjustment and collective differential pitch adjustment devices in any other way, for example by fixing the weight directly on the handle <B> to </B> broom, <B > on condition, of course, of being outside the vertical alignment of the articulation of the latter, to react <B> to </B> the vertical acceleration of the helicopter. <B > It </B> is also understood that, although in fig. <B> 1, </B> the weight reacting <B> to </B> acceleration is represented as being connected only to the cyclic control device, it can be <B> of </B> even connected only to the collective control device leading to the adjustment arm 74 of FIG. <B> 1,
</B> or connected <B> to </B> both <B> to </B> the latter to the cyclic control device.