FR2791634A1 - Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants - Google Patents
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Abstract
Pour assurer la continuité aérodynamique entre la partie avant (8), basculant avec le rotor (9), et la partie arrière fixe (7) d'une nacelle (6) logeant un moteur (12) d'entraînement du rotor (9), un capot recourbé (59), de révolution autour de l'axe de basculement (X-X), prolonge le bord arrière du carénage inférieur (8b) de la partie avant (8) pour raccorder ce bord arrière au bord avant d'un carénage inférieur (7b) de la partie arrière fixe (7), en mode hélicoptère, et un volet (61) pivotant sur le carénage supérieur (8a) de la partie avant (8) raccorde cette dernière au carénage supérieur (7a) de la partie arrière fixe (7), sur laquelle ce volet (61) est rabattu en mode hélicoptère. Application aux convertibles à rotors basculants avec les parties avant de nacelles articulées, dont les parties arrière fixes logent des moteurs.
Description
" PERFECTIONNEMENTS AUX AERONEFS CONVERTIBLES
A ROTORS BASCULANTS "
L'invention concerne des perfectionnements apportés, en particulier au plan aérodynamique, à des aéronefs con- vertibles à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et comprenant au moins un fuselage, une voilure fixe comportant au moins deux ailes s'étendant latéralement de part et d'autre du fuselage, et, en mode hélicoptère, une voilure tournante comportant au moins deux rotors ayant chacun un arbre sensiblement vertical, dressé au-dessus d'une aile fixe respective, et monté basculant sur cette aile fixe autour d'un axe de basculement transversal par rapport au fuselage, l'arbre basculant vers l'avant de cette aile fixe pour passer du mode hélicoptère au mode avion, dans lequel les rotors
servent d'hélices.
L'invention concerne plus précisément un aéronef con-
vertible à rotors basculants, du type dans lequel l'arbre de chaque rotor est entraîné en rotation sur lui-même par un ensemble réducteur avant de l'une respectivement de
deux transmissions comportant chacune également un ensem-
ble réducteur arrière, relié à l'ensemble réducteur avant
correspondant, ainsi qu'à l'un respectivement de deux mo-
teurs, supporté chacun par l'une respectivement des deux ailes fixes, et à un arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions pour l'entraînement en rotation des deux rotors par l'un quelconque des deux moteurs en cas de défaillance de l'autre moteur, l'arbre de chaque rotor, la transmission correspondante et le moteur correspondant
étant logés respectivement dans l'une de deux nacelles ar-
ticulées, comportant chacune une partie avant montée bas-
culante, autour de l'axe de basculement, sur une partie arrière fixe, fixée à l'une respectivement des deux ailes fixes, et dans laquelle sont logés le moteur correspondant et au moins en partie l'ensemble réducteur arrière de la transmission correspondante, dont l'ensemble réducteur avant ainsi que l'arbre du rotor correspondant sont logés dans la partie avant basculante de nacelle, et sont montés basculants avec ladite partie avant par rapport à ladite
partie arrière et ladite aile correspondante.
Sur un aéronef convertible à rotors basculants du
type précité, il est extrêmement souhaitable, sinon indis-
pensable, de réaliser une continuité aérodynamique aussi complète que possible entre les deux parties articulées l'une sur l'autre de chaque nacelle, quelle que soit la configuration de vol (mode avion ou mode hélicoptère), et
il convient d'éviter trop d'ouvertures ou de discontinui-
tés entre les capotages des parties avant basculante et
arrière fixe de chaque nacelle, lorsque le rotor corres-
pondant est en mode hélicoptère et, particulièrement, en mode avion, dans lequel les vitesses atteintes par
l'aéronef sont plus élevées.
Le problème à la base de l'invention est de perfec-
tionner les aéronefs convertibles à rotors basculants du
type présenté ci-dessus, de sorte à assurer une continui-
té aérodynamique dans les différentes configurations de
vol adoptées par chaque nacelle articulée, de sorte à ré-
duire les turbulences et autres problèmes aérodynamiques,
ainsi que les ingestions de corps étrangers pouvant sur-
venir en raison d'orifices ou de discontinuités dans et/ou entre les capotages des deux parties articulées de
chaque nacelle.
Un but de l'invention est, en conséquence, de perfec-
tionner les aéronefs convertibles à rotors basculants du
type précité, de sorte que les discontinuités et/ou ouver-
tures entre les capotages des deux parties articulées de chaque nacelle puissent être sensiblement obturées par un
faible nombre de pièces en mouvement, permettant de pré-
server et/ou rétablir sensiblement la continuité aérodyna-
mique sans introduire de complexité mécanique à l'origine d'une augmentation de masse et de coût, et qui conviennent
mieux aux diverses exigences de la pratique que les propo-
sitions de l'état de la technique.
A cet effet, selon l'invention, la partie avant bas-
culante de nacelle comporte un carénage inférieur, en mode avion, qui est prolongé, vers l'arrière et vers l'intérieur de la partie arrière fixe de nacelle, par un
capot recourbé, à concavité tournée vers l'axe de bascule-
ment et au moins en partie de révolution autour de cet axe de basculement, de sorte qu'après basculement de ladite partie avant basculante de nacelle en mode hélicoptère, le
capot recourbé assure sensiblement la continuité aérodyna-
mique entre le carénage inférieur, disposé vers l'avant en mode hélicoptère, de la partie avant basculante de nacelle et l'avant d'un carénage inférieur de la partie arrière
fixe de nacelle. On assure ainsi sensiblement une conti-
nuité géométrique de la face inférieure des deux parties articulées de chaque nacelle, en mode avion comme en mode
hélicoptère, ce qui est favorable à la continuité aérody-
namique le long de cette face inférieure.
Avantageusement de plus, un volet articulé est monté
pivotant par un bord avant, autour d'un axe de pivot sen-
siblement parallèle à l'axe de basculement, sur une por- tion arrière d'un carénage supérieur, en mode avion, de la partie avant basculante de nacelle, de sorte que ce volet articulé assure sensiblement la continuité géométrique, et donc aérodynamique, sur la nacelle entre ladite portion
arrière du carénage supérieur de ladite partie avant bas-
culante et un bord avant d'un carénage supérieur de la partie arrière fixe de la nacelle, en mode avion, tandis
qu'en conversion du mode avion en mode hélicoptère, le vo-
let articulé se déplace, au moins par son bord arrière, sur ledit carénage supérieur de ladite partie arrière fixe
de nacelle, contre lequel carénage supérieur ce volet ar-
ticulé est plaqué en mode hélicoptère. Ainsi, ce volet ar-
ticulé obture, en mode avion, l'espace libre entre le bord
arrière du carénage supérieur de la partie avant bascu-
lante de nacelle et le bord avant du carénage supérieur de
la partie arrière fixe de nacelle, alors qu'en mode héli-
coptère, ces deux bords respectivement arrière et avant des carénages supérieurs des parties respectivement avant
basculante et arrière fixe de la nacelle peuvent être sen-
siblement contigus, le volet articulé étant plaqué sur pratiquement toute sa surface sur le carénage supérieur de
la partie arrière fixe de nacelle, de sorte qu'une conti-
nuité géométrique, et donc aérodynamique, peut ainsi être assurée le long de la face supérieure des deux parties de nacelle, en mode avion comme en mode hélicoptère, grâce à cet unique volet pivotant sur la partie avant basculante
de nacelle.
Avantageusement, le maintien du volet articulé contre le carénage supérieur de la partie arrière fixe de nacelle est assuré par le fait que le volet articulé est en perma- nence rappelé élastiquement et/ou retenu par au moins une
butée contre ledit carénage supérieur de ladite partie ar-
rière fixe de nacelle.
Concernant le capot recourbé du carénage inférieur de la partie avant basculante de nacelle, ce capot recourbé peut avantageusement comporter au moins une partie en forme de portion de cylindre d'axe confondu avec l'axe de basculement, en particulier une partie centrale, et/ou au moins une partie en forme de portion de sphère centrée sur ledit axe de basculement, et en particulier des parties latérales.
Pour simplifier la réalisation du pivot de bascule-
ment, permettant le basculement de la partie avant de na-
celle ainsi que de l'arbre du rotor correspondant et de
l'ensemble réducteur avant de la transmission correspon-
dante, en reprenant le pivot de basculement de part et d'autre de ladite partie avant basculante de nacelle et en
évitant ainsi tout montage en porte-à-faux tout en conser-
vant une bonne continuité aérodynamique, au moins en mode
avion, la partie avant basculante de nacelle bascule avan-
tageusement entre deux flancs internes de deux extensions
latérales avant fixes de ladite partie arrière fixe de na-
celle, chaque extension latérale avant fixe étant délimi-
tée vers l'avant par une face avant, de préférence au moins en partie sensiblement de révolution autour de l'axe de basculement, et recouverte, en mode avion, par une face
arrière, de préférence de forme sensiblement complémen-
taire, sur l'une respectivement de deux portions latérales
avant de ladite partie avant basculante de nacelle.
Dans un mode de réalisation simple, les flancs inter- nes sont des flancs plans, sensiblement perpendiculaires à
l'axe de basculement, et entre lesquels est montée bascu-
lante une portion centrale arrière de ladite partie avant
basculante de nacelle.
Pour une bonne alimentation en air du moteur, fixé
dans la partie arrière fixe de nacelle, cette partie ar-
rière fixe présente une prise d'air inférieure fixe, qui s'ouvre vers l'avant sous ladite partie avant basculante de nacelle, et qui est avantageusement dimensionnée pour le mode avion, et pour que cette prise d'air ne soit pas masquée en mode hélicoptère, et en vol stationnaire, cette prise d'air inférieure fixe s'ouvre vers l'avant par un
bord avant disposé en avant de l'axe de basculement.
Avantageusement de plus, en mode hélicoptère, ladite
partie avant basculante de nacelle dégage au moins une ou-
verture latérale, formant prise d'air, de préférence sup-
plémentaire, dans ladite partie arrière fixe de nacelle,
par exemple pour une meilleure alimentation en air du mo-
teur, tournant à plus grand régime dans cette configura-
tion de vol, ou encore pour le refroidissement d'un radia-
teur d'huile de l'ensemble réducteur avant, davantage sol-
licité dans cette configuration de vol. L'architecture de nacelle propre à l'invention permet de commander le basculement du rotor correspondant à l'aide d'un ou de deux actionneurs linéaires parallèles
pouvant être avantageusement totalement intégrés dans cha-
que nacelle. En effet, les basculements de la partie avant basculante de nacelle par rapport à la partie arrière fixe
correspondante peuvent être commandés par au moins un ac-
tionneur linéaire complètement intégré dans la nacelle, et
articulé à une extrémité sur la structure interne de la-
dite partie arrière fixe, et, à son autre extrémité, dans
ladite partie avant basculante.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention
ressortiront de la description donnée ci-dessous, à titre
non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en réfé-
rence aux dessins annexés sur lesquels: - les figures 1 et 2 sont des vues schématiques en perspective de l'aéronef convertible respectivement en mode avion et en mode hélicoptère, - la figure 3 est une vue schématique partielle en plan de l'aéronef des figures 1 et 2, - les figures 4a et 4b sont des vues schématiques en partie en coupe longitudinale et en partie en élévation latérale de l'une des deux nacelles montées sur les ailes de l'aéronef des figures 1 à 3, et logeant un moteur et une transmission reliant ce moteur à un rotor basculant de
l'aéronef, respectivement en mode avion et en mode héli-
coptère, - la figure 4c est une vue schématique analogue aux figures 4a et 4b et représentant la nacelle articulée en cours de conversion, dans une position intermédiaire entre
les positions des modes avion et hélicoptère respective-
ment des figures 4a et 4b, - la figure 5 est une vue schématique partielle en perspective d'une nacelle articulée en mode hélicoptère, et - les figures 6 et 7 sont des vues schématiques en perspective d'une variante de nacelle respectivement en mode avion et en cours de conversion entre les modes avion
et hélicoptère.
L'aéronef convertible 1 des figures 1 à 3 comprend un
fuselage 2, du type fuselage d'avion, avec un poste de pi-
lotage 3 à l'avant et un empennage en " T " 4 à l'arrière,
et deux ailes hautes fixes 5 à flèche nulle et corde cons-
tante s'étendant, de manière conventionnelle, latéralement
de chaque côté du fuselage 2, chaque aile fixe 5 suppor-
tant, sensiblement en bout d'aile, une nacelle 6 articu-
lée, fixée par sa partie arrière 7 sur l'aile 5 correspon-
dante. Chaque nacelle 6, également représentée sur la figure , comporte une partie avant 8, aérodynamiquement profi- lée, sensiblement en forme d'ogive, et montée basculante, par rapport à la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, et donc par rapport à l'aile 5 correspondante, autour d'un axe de basculement X-X qui est transversal au fuselage 2,
et plus particulièrement perpendiculaire à l'axe longitu-
dinal de symétrie A-A de l'aéronef 1.
Dans cette configuration aérodynamique de l'aéronef, l'axe de basculement X-X est parallèle à la ligne droite Y-Y passant par les foyers aérodynamiques des ailes 5, et légèrement en arrière de cette ligne Y-Y, située à une distance du bord d'attaque des ailes 5 qui est d'environ % de la valeur de la corde des ailes 5, en direction du
bord de fuite des ailes 5 (voir figure 3).
Dans la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6, un rotor 9 est monté en rotation autour de l'axe de son arbre 10 et simultanément basculant autour de l'axe X-X avec la partie avant de nacelle 8 correspondante, l'arbre de chaque rotor 9 étant relié, pour son entraînement en rotation, par une transmission 11 à un groupe turbomoteur
12 fixé dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 cor-
respondante, selon un agencement plus précisément décrit
ci-dessous en référence aux figures 4a et 4b.
L'aéronef convertible 1 est ainsi équipé de deux ro-
tors basculants 9, pouvant chacun être basculé entre une configuration hélicoptère, dans laquelle chaque rotor est entraîné autour d'un axe de rotation (l'axe de son arbre
) sensiblement vertical, l'arbre 10 étant dressé au-
dessus de l'aile 5 correspondante, pour le fonctionnement de l'aéronef en mode hélicoptère, et une configuration avion, dans laquelle chaque rotor 9 constitue une hélice
entraînée en rotation autour d'un axe sensiblement hori-
zontal, aligné dans la direction du vol en mode avion, la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6 ayant alors une incidence pratiquement nulle par rapport à l'aile 5 correspondante, pour le fonctionnement de l'aéronef 1 en
mode avion.
Par sécurité, pour assurer l'entraînement des deux rotors 9 lorsque l'un quelconque des groupes turbo-moteur 12 est défaillant, et quelle que soit l'inclinaison de
l'arbre 10 des rotors 9 autour de l'axe de basculement X-
X, les deux transmissions 11 sont reliées l'une à l'autre par un arbre d'interconnexion 13, d'une seule pièce ou en
deux pièces rectilignes, s'étendant entre les deux nacel-
les 6 sur toute l'envergure des ailes fixes 5, et sensi-
blement parallèle à l'axe de basculement X-X, mais décalé par rapport à cet axe X-X, par exemple vers l'avant des ailes 5 (voir figure 3), l'arbre d'interconnexion 13 étant accouplé, sur le dessus du fuselage 2, à un boîtier
d'entraînement d'accessoires 14.
Pour que chaque rotor 9, basculant avec la partie avant basculante 8 de la nacelle 6 correspondante, puisse être entraîné en rotation autour de l'axe de son arbre 10 par le groupe turbo-moteur 12, logé dans la partie arrière fixe 7 de sa nacelle 6, ou par l'arbre d'interconnexion 13 entraîné à partir de l'autre groupe turbo-moteur 12, logé dans la nacelle 6 de l'autre aile 5, chaque transmission 11 comporte un ensemble réducteur avant 15, agencé comme une boîte de transmission principale d'hélicoptère, qui entraîne l'arbre 10 du moteur 9 et est monté basculant avec lui autour de l'axe de basculement X-X, à l'intérieur de la partie avant basculante 8 de la nacelle 6, la boîte de transmission principale 15 restant en permanence en prise avec un ensemble réducteur arrière et non basculant 16, en permanence en prise avec une prise de mouvement à l'extrémité correspondante de l'arbre d'interconnexion 13 et avec un arbre de sortie 17 du groupe turbo-moteur 12 correspondant. L'ensemble réducteur arrière non basculant
16 est agencé en boîte de transmission intermédiaire, oc-
cupant une position fixe par rapport au groupe turbo-
moteur 12, à la partie arrière 7 de la nacelle 6 corres-
pondante, à l'arbre d'interconnexion 13, et donc aux ailes , et est logé partiellement dans la partie arrière 7 de la nacelle 6 et dans l'un au moins des raccords 55 (voir figure 3) aérodynamiquement profilés ou Karman de liaison
entre la partie de nacelle arrière fixe 7 et l'aile 5 cor-
respondante.
Sur les figures 4a et 4b, les pales 18 de chaque ro-
tor 9 sont retenues par leur pied à un moyeu 19 solidaire en rotation d'une extrémité de l'arbre 10 du rotor 9, à l'intérieur d'une coupole 20 retenue par une bride 20a sur cette extrémité de l'arbre 10 et entraînée en rotation avec lui, et présentant des ouvertures traversées par les
pieds des pales 18 articulées en pas d'une manière classi-
que pour un rotor d'hélicoptère, et dont le pas est com-
mandé par des servocommandes comportant un dispositif à plateaux cycliques 21, de structure conventionnelle, et des actionneurs 22 de commande pilote, qui sont logés dans la partie de nacelle avant basculante 8 et sous la coupole profilée fermant, avec continuité aérodynamique,
l'extrémité avant ouverte de la partie de nacelle bascu-
lante 8. L'arbre 10 est monté en rotation à l'aide de rou-
lements 23 dans un carter 24 logé dans la partie de na-
celle avant basculante 8 et fixé à cette partie 8, et mon-
té basculant avec elle autour de l'axe de basculement X-X à l'aide d'un pivot de basculement (non représenté), et l'arbre 10 est entraîné en rotation dans le carter 24 par la boîte de transmission principale 15 logée dans la base du carter 24. Du côté du moyeu 19, le carter 24 présente trois pattes 26 de liaison articulée des trois actionneurs
22 de commande pilote, articulés par ailleurs sur le pla-
teau non-tournant du dispositif à plateaux cycliques 21, dont le plateau tournant est relié par des biellettes de
pas à des leviers de pas des pales 18, de manière classi-
que pour les rotors d'hélicoptère. Vers sa base, le carter 24 présente une ou deux pattes d'ancrage 27, sur laquelle ou chacune desquelles est articulée l'extrémité de la tige 29 d'un actionneur 28, ou de l'un respectivement de deux
actionneurs 28 de basculement du rotor 9, le ou chaque ac-
tionneur 28 étant par exemple un actionneur hydraulique ou électrique linéaire ou à vis, tel qu'un vérin, dont le corps 30 est articulé sur une attache structurale fixe 25, à l'intérieur du capotage supérieur 7a, sur la structure
interne de la partie de nacelle arrière fixe 7.
Le basculement des rotors 9 de la position en mode avion, dans laquelle l'arbre 10 de chaque rotor s'étend vers l'avant de l'aile fixe 5 correspondante, à incidence
sensiblement nulle par rapport à cette aile 5 (voir figu-
res 1 et 4a), à la position en mode hélicoptère, dans
laquelle l'arbre 10 de chaque rotor 9 est dressé sensible-
ment verticalement au-dessus de l'aile fixe 5 correspon-
dante (voir figure 4b et 5), est ainsi réalisé, pour cha-
que rotor 9, à l'aide d'un actionneur de basculement 28,
ou de deux actionneurs 28 parallèles, totalement inté-
gré(s) dans la nacelle 6 correspondante.
La boîte de transmission principale 15, basculante
avec la partie avant de nacelle 8, et la boîte de trans-
mission intermédiaire 16, fixe par rapport à la partie de nacelle arrière fixe 7, de la transmission 11 des figures 4a et 4b sont décrites ci-dessous d'une manière suffisante pour la compréhension du fonctionnement de la transmission
11. L'arbre de sortie 17 du groupe turbo-moteur 12 est so-
lidaire en rotation coaxiale de l'un 47 de deux pignons cylindriques à denture droite ou hélicoïdale 47 et 48, en prise l'un avec l'autre, et constituant un étage réducteur d'entrée, dont l'autre pignon cylindrique 48 est solidaire en rotation coaxiale d'un pignon conique d'entrée 32 d'un couple conique 31 d'un étage réducteur à haute vitesse,
recentrant le groupe turbo-moteur 12 en assurant une ré-
duction de la vitesse de rotation, et dont le pignon coni-
que de sortie 33 est solidaire en rotation coaxiale, au-
tour d'un axe perpendiculaire à celui de l'arbre de sortie 17, d'un pignon cylindrique 34. Ce pignon cylindrique 34
est un pignon d'un étage réducteur intermédiaire 35, ap-
partenant également à la boîte de transmission intermé-
diaire 16, et qui comporte un autre pignon intermédiaire cylindrique 36, en prise avec le pignon cylindrique 34 ainsi qu'avec un autre pignon cylindrique 37, vers l'avant de l'aile 5 correspondante, dont le profil aérodynamique
est représenté en traits interrompus sur la figure 4a.
Ce pignon cylindrique 37 est un pignon de bascule-
ment, monté (autour d'un pivot de basculement non repré-
senté) en rotation coaxiale autour de l'axe de basculement X-X. Le pignon de basculement 37 est lui-même solidaire en rotation coaxiale, autour de l'axe de basculement X-X, d'un pignon conique d'entrée 38 d'un couple conique 39 constituant l'étage réducteur d'entrée de la boîte de transmission principale 15, et dont la fonction est de transmettre le mouvement d'entraînement en rotation au travers de l'axe de basculement X-X en ajustant la vitesse
de rotation. Le pignon de sortie conique 40 de l'étage ré-
ducteur d'entrée 39 est lui-même solidaire en rotation coaxiale, autour de l'axe de l'arbre 10 du rotor 9, d'un
planétaire d'un étage réducteur de sortie de type épicy-
cloïdal 42 de la boîte de transmission principale 15, cet étage épicycloïdal 42 assurant, de manière connue sur les boîtes de transmission principales d'hélicoptères, un grand rapport de réduction dans un encombrement minimum à l'aide de satellites roulant à l'intérieur d'une couronne dentée externe et autour du planétaire, tandis qu'un porte-satellite est rendu solidaire en rotation de l'arbre
rotor 10.
Pour la liaison à l'arbre d'interconnexion 13, le pi-
gnon de basculement 37 est également en prise, vers l'avant de l'aile 5, avec un autre pignon cylindrique (non
représenté sur la figure 4a) solidaire de l'extrémité cor-
respondante de l'arbre d'interconnexion 13 et constituant
ainsi une prise de mouvement sur cet arbre 13 ainsi dispo-
sé, comme représenté sur la figure 3, en avant de l'axe de
basculement X-X, sans que cette disposition soit limita-
tive. En effet, l'arbre d'interconnexion 13 peut être dis-
posé, au choix, à l'avant ou à l'arrière de l'axe de bas-
culement X-X, sous réserve de prévoir des prises de mouve-
ments appropriées à ses extrémités pour la liaison aux en-
sembles réducteurs arrière non-basculants ou boîtes de
transmission intermédiaires 16 des deux transmission 11.
Dans chaque transmission 11, une fonction importante
de l'étage intermédiaire 35 est de réserver un espace suf-
fisant entre l'étage réducteur à haute vitesse 31 et l'étage d'entrée 39 de la boîte de transmission principale pour garantir des basculements de cette boîte 15 avec
le rotor 9 autour de l'axe de basculement X-X sans inter-
férence avec la boîte de transmission intermédiaire 16 et tout autre organe non-basculant pouvant être logé dans la
nacelle 6, par exemple des équipements du groupe turbo-
moteur 12.
Le pignon de basculement 37, les pignons 36 et 34 de l'étage réducteur intermédiaire 35 ainsi que le pignon (non représenté) d'interconnexion avec l'arbre d'interconnexion 13 sont des pignons, dans cet exemple des pignons cylindriques, qui sont déportés latéralement par rapport au plan défini par l'axe de l'arbre 10 du rotor 9 correspondant et par l'axe de l'arbre de sortie 17 du groupe turbo-moteur 12 correspondant, ces deux axes étant
coplanaires et perpendiculaires à l'axe de basculement X-
X, de telle sorte que ces différents pignons tels que 37, 36 et 34 sont à l'extérieur du volume délimité entre les deux flancs internes 51, en regard l'un de l'autre, de
deux extensions latérales avant fixes 50, prolongeant la-
téralement vers l'avant la partie arrière fixe 7 de la na-
celle 6 correspondante, et entre lesquelles extensions 50 la partie avant basculante 8 de la nacelle 6 est montée
basculante par une portion centrale arrière 8c (voir figu-
res 1 à 3 et 5) de cette partie avant basculante 8.
Dans cet exemple, les flancs internes 51 des exten-
sions 50 sont des flancs plans sensiblement perpendiculai-
res à l'axe de basculement X-X. Mais en variante, il est possible que ces flancs 51 soient délimités au moins en partie par des portions de surfaces sphériques centrées sur l'axe X-X, ou d'autres surfaces de révolution autour
de l'axe X-X.
De même, vers l'avant, chaque extension fixe 50 pré-
sente une face avant 52, dont la surface peut être très
petite, de sorte que cette face avant 52 se limite sensi-
blement à une arête, lorsque le flanc interne 51 corres-
pondant n'est pas plan mais bombé de révolution autour de l'axe de basculement X-X de sorte à se rapprocher de la face latérale externe de l'extension fixe 50. Dans
l'exemple représenté sur les figures, comme les flancs in-
ternes 51 sont plans, les faces avant 52 sont délimitées
* par des parties de surface sensiblement de révolution au-
tour de l'axe de basculement X-X, par exemple par des par-
ties de cylindre d'axe X-X et dont la largeur (dimension selon l'axe X- X) diminue vers le haut et vers le bas des extensions fixes 50 pour améliorer l'aérodynamisme de la nacelle 6 en arrondissant la section frontale de la partie
arrière fixe 7.
En mode avion, les faces avant 52, bombées vers
l'avant sur les extensions fixes 50, sont recouvertes cha-
cune par l'une respectivement des faces arrière 53, de forme sensiblement complémentaire, et donc à concavité tournée vers l'axe X-X, sur deux portions latérales avant
54 de la partie avant basculante 8.
Cette structure de la partie avant basculante 8, dont les parties latérales 54 sont géométriquement prolongées,
en mode avion par les extensions fixes 50 de la partie ar-
rière fixe 7 de chaque nacelle 6, permet de donner aux na-
celles 6 une forme présentant un bon profil aérodynamique, dans ce mode avion, avec une évolution progressive des
formes de section transversale entre la coupole 20 sensi-
blement conique et les parties avant basculante 8 et ar-
rière fixe 7 présentant des sections transversales très
sensiblement arrondies.
Pour ne pas charger le bout de l'aile 5, les pignons de basculement, de l'étage intermédiaire et de l'étage d'interconnexion, tels que les pignons37, 36 et 34 préci- tés, sont déportés latéralement hors du volume délimité entre les deux flancs internes 51 des extensions fixes 50 et du côté du fuselage 2, et ces pignons sont logés, en totalité ou en partie, dans l'extension latérale fixe 50 du côté du fuselage 2 ou encore dans un raccord profilé fixe 55 (voir figure 3), du type Karman d'aile, assurant
le raccordement entre l'aile 5 et la partie de nacelle ar-
rière fixe 7 et ses extensions 50.
Chaque nacelle 6 enveloppe ainsi un équipage bascu-
lant, comprenant la boîte de transmission principale 15 correspondante, l'arbre 10 du rotor 9 correspondant ainsi que ses moyens de commande 21, 22 associés, et la tige 29
du ou des actionneurs 28 de basculement, cet équipage bas-
culant étant logé dans la partie avant 8 de la nacelle 6,
laquelle partie avant 8 est montée basculante avec le car-
ter 24, entre les deux extensions avant latérales fixes 50 de la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6. La structure fixe (la partie fixe 7 et ses extensions 50 de la nacelle 6) reprenant le groupe turbo-moteur 12 est ainsi utilisée pour envelopper latéralement la partie avant basculante 8,
et le pivot de basculement (non représenté) est avantageu-
sement repris de part et d'autre de cette partie avant basculante 8, en évitant un montage en porte-à-faux, grâce
à deux paliers de basculement (non représentés) logés cha-
cun dans l'une respectivement des deux extensions latéra-
les avant fixes 50 de la nacelle 6, de sorte à supporter le pivot de basculement, sur chaque aile 5, de part et d'autre de l'équipage basculant correspondant, à
l'extérieur du volume délimité entre les deux flancs in-
ternes 51, en limitant les efforts sur les paliers de bas- culement. Le pignon d'entrée conique 38 de l'étage
d'entrée 39 de la boîte de transmission principale 15 ain-
si que le pignon de basculement 37 sont ainsi sur le même
axe que le pivot de basculement.
Des accessoires disposés dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, par exemple des équipements électriques notamment associés au groupe tubo-moteur 12, peuvent être entraînés par l'étage réducteur à haute vitesse 31, sur lequel une sortie 56 (voir figure 4a) est prévue (avec une vitesse de rotation d'environ 12.000 t/mn par exemple),
cette sortie 56 étant un prolongement de l'arbre solidari-
sant en rotation coaxiale le pignon cylindrique 48 de l'étage réducteur d'entrée 46 au pignon d'entrée conique
32 de l'étage réducteur à haute vitesse 31.
La partie arrière fixe 7 de chaque nacelle 6 présente également, sous l'étage réducteur à haute vitesse 31 de la transmission 11 correspondante, une entrée d'air 57 pour l'alimentation en air du groupe turbo-moteur 12, dont la
position fixe dans la partie arrière fixe 7 simplifie con-
sidérablement l'installation ainsi que la maintenance non seulement du groupe turbo-moteur 12, ainsi que celles des circuits de carburant, hydrauliques, électriques,... qui
s'y rapportent et de la structure qui les maintiennent.
Compte tenu de la position de l'entrée d'air 57 fixe
et en saillie sous la nacelle 6, ainsi que de son dimen-
sionnement pour l'alimentation du groupe turbo-moteur 12 en mode avion, et pour éviter tout problème d'alimentation
en air en mode hélicoptère et en vol stationnaire, le con-
duit de l'entrée d'air 57 s'étend vers l'avant, sous la partie avant basculante 8, sous laquelle la prise d'air 57 s'ouvre vers l'avant par un bord avant 58 disposé en avant de l'axe de basculement X-X et du plan vertical passant par cet axe. Cette géométrie permet d'aspirer de l'air
frais par l'entrée d'air 57 en vol stationnaire.
La continuité aérodynamique en partie basse de chaque nacelle 6, et en particulier juste en avant du bord avant 58 de l'entrée d'air inférieure fixe 57, lorsque la partie
avant basculante 8 bascule du mode avion au mode hélicop-
tère et dans ce mode hélicoptère, est assurée à l'aide
d'un capot recourbé 59, en forme de portion de surface cy-
lindrique d'axe confondu avec l'axe de basculement X-X et à concavité tournée vers cet axe X-X, ce capot recourbé 59 étant d'une seule pièce avec un carénage 8b inférieur (en mode avion) de la partie avant basculante de nacelle 8 et prolongeant le bord arrière de ce carénage inférieur 8b vers l'arrière et vers l'intérieur de la partie arrière
fixe 7 de nacelle 6, en mode avion (voir figure 4a). Ain-
si, en cours de conversion du mode avion au mode hélicop-
tère, et dans ce dernier mode, le capot recourbé 59 est progressivement sorti de la nacelle 6 par le basculement
de la partie avant 8, dont le carénage inférieur 8b de-
vient un carénage avant, et de sorte que le capot recourbé
59 assure la continuité géométrique, et donc aérodynami-
que, entre ce carénage inférieur ou avant 8b de la partie
avant basculante 8 et le bord avant d'un carénage infé-
rieur 7b de la partie arrière fixe 7, au-dessus de la
prise d'air inférieure 57 (voir figures 4c et 4b). Le ca-
pot recourbé 59 présente, d'une manière générale, une forme de révolution autour de l'axe de basculement X-X. En particulier, au moins dans sa partie centrale (vers le
centre de la nacelle 6 parallèlement à l'axe X-X), ce ca-
pot 59 comporte une partie en forme de portion de cylindre d'axe confondu avec l'axe de basculement X-X, tandis que
dans chacune de ses deux parties latérales, le capot re-
courbé 59 peut comporter une partie en forme de portion de
sphère centrée sur l'axe X-X, et adjacente à l'un respec-
tivement des flancs 51. Le capot recourbé 59 du carénage inférieur 8b de la partie avant basculante 8 de la nacelle
6 raccorde ainsi sensiblement le bord arrière de ce caré-
nage inférieur 8b au bord avant du carénage inférieur 7b
de la partie arrière fixe 7 de cette même nacelle 6.
En mode avion, le capot recourbé 59 vient en partie
doubler une cloison pare-feu, schématisée en 60 sur la fi-
gure 4b, qui s'étend au travers de la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, en avant du groupe turbo-moteur 12, et juste derrière les premiers étages réducteurs de la boite de transmission intermédiaire 16, cette cloison 60 s'étendant également entre le groupe turbo- moteur 12 et le
ou les actionneurs 28 et se raccordant au carénage supé-
rieur 7a en arrière de ce ou ces derniers. Le groupe tur-
bo-moteur 12 peut ainsi être isolé par une cloison pare-
feu 60 de structure simple.
En mode hélicoptère, le capot recourbé 59 protège également la transmission 11, et en particulier la boîte de transmission principale 15 et les étages réducteurs 31 et 46 de la boîte de transmission intermédiaire 16, contre
toute ingestion de corps étranger venant de l'avant.
En partie haute de chaque nacelle 6, la continuité aérodynamique entre le bord arrière du carénage supérieur 8a de la partie avant basculante 8 et le bord avant du ca- rénage supérieur 7a de la partie arrière fixe 7, en mode
avion (figure 4a), est assurée à l'aide d'un volet articu-
lé 61, de forme en plan sensiblement rectangulaire et lé-
gèrement bombé, en direction transversale comme en direc-
tion longitudinale, ce volet 61 étant monté pivotant par
son bord avant 62, autour d'un axe de pivot 63 sensible-
ment parallèle à l'axe de basculement X-X, sur le bord ar-
rière ou une portion arrière du carénage supérieur 8a, et
de sorte que le bord arrière 64 du volet 61 repose sensi-
blement sur l'avant d'un becquet 65, en saillie vers l'avant et vers l'intérieur de la nacelle 6 sur le bord avant du capotage supérieur 7a de la partie arrière fixe 7.
Pendant la conversion du mode avion vers le mode hé-
licoptère, c'est-à-dire pendant le basculement de la par-
tie avant 8 autour de l'axe de basculement X-X, le volet 61 pivote autour de l'axe 63 par rapport à la partie avant basculante 8, en même temps que l'axe 63 et déplacé vers
l'arrière avec le carénage supérieur 8a, sur un arc-de-
cercle centré sur l'axe X-X, et de sorte que le bord ar-
rière 64 du volet 61 se déplace sur le carénage supérieur 7a de la partie arrière fixe 7. La figure 4c montre les positions respectives du volet 61 et de ses bords avant 62 et arrière 64 par rapport aux carénages supérieurs 8a et 7a respectivement de la partie avant basculante 8 et de la
partie arrière fixe 7, en cours de conversion dans une po-
sition intermédiaire entre les positions en mode avion et en mode hélicoptère. Dans cette dernière position (figure
4b) l'axe de pivot 63 et le bord arrière (devenu infé-
rieur) du carénage supérieur 8a (devenu arrière) de la partie avant basculante 8 est à proximité du becquet 65 à l'avant du carénage supérieur 7a de la partie arrière fixe
7, et la plus grande partie du volet 61 repose sur ce ca-
rénage supérieur 7a, contre lequel le volet 61 est plaqué, par exemple par des moyens de rappel élastique tels qu'un ressort de torsion monté autour de l'axe de pivot 63, et dont une extrémité, de manière connue, est en butée contre un appui fixe sur le carénage supérieur 8a, tandis que l'autre extrémité est ancrée dans le volet 61 de sorte à
rabattre élastiquement ce dernier vers le carénage supé-
rieur 7a. D'autres moyens sont possibles pour maintenir le
volet 61 en contact au moins par son bord arrière 64 con-
tre le carénage supérieur 7a, par exemple un doigt soli-
daire du bord arrière 64 du volet 61 et en saillie vers l'intérieur du carénage supérieur 7a au travers d'une glissière longitudinale ménagée dans ce carenage supérieur 7a, ce doigt supportant, à l'intérieur du carénage 7a, une
butée empêchant son dégagement de la glissière.
Ce volet 61 articulé a également pour fonction de protéger, en mode avion, le ou les actionneurs 28 ainsi que la transmission 11 contre toute ingestion de corps
étrangers par le haut dans la nacelle 6.
Ainsi, sur chaque nacelle 6 articulée, les deux élé-
ments que sont le capot recourbé 59 et le volet articulé 61 permettent de réaliser la continuité aérodynamique de la nacelle 6 quelle que soit la configuration de vol, et en particulier en mode avion pour lequel les vitesses sont les plus élevées, en évitant toute discontinuité marquée
de surface ou toute ouverture importante dans la forme ex-
terne de la nacelle 6, et à l'aide de deux pièces mobiles
pour obturer ces discontinuités de surface ou ouvertures.
Les faces supérieure et inférieure de chaque nacelle 6 sont sensiblement continues en mode hélicoptère, et en mode avion, et la nacelle 6 ne présente aucun accident de
forme.
La variante de nacelle 6' des figures 6 et 7 se dis-
tingue essentiellement de celle des figures précédentes en ce qu'elle présente une entrée d'air supplémentaire 66, qui s'ouvre vers l'avant, latéralement au-dessus de l'entrée d'air principale fixe 57 formée dans la partie inférieure de la partie arrière fixe 7' de la nacelle 6' Plus précisément, la prise d'air supplémentaire 66 s'ouvre dans une partie latérale externe d'une extension latérale avant fixe 50' de la partie arrière fixe 7', et de sorte que cette prise d'air supplémentaire 66 est obturée par une partie de la face arrière d'une portion latérale 54', sur le côté correspondant, de la partie avant basculante
8' de la nacelle 6', en mode avion.
Une seconde entrée d'air supplémentaire telle que 66 peut être ménagée, en variante, dans la partie latérale externe de l'autre extension latérale avant fixe 50' de la
partie arrière fixe 7', cette seconde entrée d'air supplé-
mentaire étant également obturée, en mode avion, par une partie de la face arrière de l'autre portion latérale 54' de la partie avant basculante 8'. La ou les entrées d'air supplémentaires telles que 66 est ou sont dégagées par le basculement de la partie avant basculante 8', par au moins un actionneur 28, de la position en mode avion (figure 6) vers la position en mode hélicoptère, et comme représenté en cours de conversion sur la figure 7.
Pour le reste, on retrouve un volet articulé 61 pivo-
tant par son bord avant sur le bord arrière du carénage supérieur 8a de la partie avant basculante 8', et dont le bord arrière 64 glisse sur le carénage supérieur 7a de la partie arrière fixe 7' en cours de conversion du mode avion au mode hélicoptère. Bien que non visible sur les
figures 6 et 7, un capot recourbé tel que 59 sur les figu-
res 4a et 4b est également d'une seule pièce dans le pro-
longement du carénage inférieur de la partie avant 8',
comme décrit en référence aux figures précédentes.
Dans la variante des figures 6 et 7, l'entrée d'air
inférieure principale 57, dont le bord avant 58 est égale-
ment avancé en avant du plan vertical passant par l'axe de basculement de la partie avant basculante 8' sur la partie arrière fixe 7', pour diminuer le masquage de l'entrée
d'air 57 en vol stationnaire, est comme précédemment des-
tiné à l'alimentation en air du groupe turbo-moteur dans
la partie arrière fixe 7', tandis que la prise d'air laté-
rale supplémentaire 66 est destinée par exemple à
l'admission d'air frais pour le refroidissement d'un ra-
diateur d'huile (non représenté) associée à la boîte de
transmission correspondante.
La forme de la nacelle 6' sur les figures 6 et 7 per-
met de limiter les jeux et les accidents de forme dans
toutes les phases de basculement. En mode avion, une ex-
cellente continuité aérodynamique est assurée grâce au vo-
let articulé 61, et au recouvrement de la ou des entrées
d'air latérales supplémentaires 66 par une ou par les por-
tions latérales 54' de la partie avant basculante 8', dont les carénages supérieur 8a, inférieur et latéraux sont di-
rectement prolongés par les carénages supérieur 7a, infé-
rieur et latéraux de la partie arrière fixe 7' Entre la
coupole 20 de forme sensiblement conique du rotor corres-
pondant, à l'extrémité avant de la partie avant basculante 8', et la tuyère 67, de forme sensiblement tronconique,
pour la sortie des gaz de combustion du groupe turbo-
moteur correspondant, les parties avant basculante 8' et arrière fixe 7' présentent une évolution progressive de section droite, respectivement d'une forme sensiblement tronconique vers une forme à section droite rectangulaire à côtés bombés et convexes vers l'extérieur pour la partie
avant basculante 8', puis d'une forme sensiblement rectan-
gulaire à côtés bombés et convexes vers l'extérieur vers une forme sensiblement tronconique pour la partie arrière fixe 7', comme représenté sur la figure 6. Cette évolution de la section frontale des nacelles 6' permet de diminuer
la traînée aérodynamique.
Claims (10)
1. Aéronef convertible (1) à rotors (9) basculants, pou-
vant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et com-
prenant au moins un fuselage (2), une voilure fixe compor-
tant au moins deux ailes (5) s'étendant latéralement de
part et d'autre dudit fuselage (2), et, en mode hélicop-
tère, une voilure tournante comportant au moins deux ro-
tors (9) ayant chacun un arbre (10) sensiblement vertical, dressé audessus d'une aile fixe (5) respective, et monté basculant sur ladite aile fixe (5) autour d'un axe (X-X) de basculement transversal par rapport au fuselage (2), ledit arbre (10) basculant vers l'avant de ladite aile fixe (5) pour passer du mode hélicoptère au mode avion, dans lequel les rotors (9) servent d'hélices, l'arbre (10)
de chaque rotor (9) étant entraîné en rotation sur lui-
même par un ensemble réducteur avant (15) de l'une respec-
tivement de deux transmissions (11) comportant chacune également un ensemble réducteur arrière (16) relié à l'ensemble réducteur avant (15) correspondant, ainsi qu'à l'un respectivement de deux moteurs (12), supportés chacun par l'une respectivement des deux ailes fixes (5), et à un arbre d'interconnexion (13) reliant les deux transmissions (11) pour l'entraînement en rotation des deux rotors (9)
par l'un quelconque des deux moteurs (12) en cas de dé-
faillance de l'autre moteur (12), l'arbre (10) de chaque
rotor (9), la transmission (11) correspondante et le mo-
teur (12) correspondant étant logés dans l'une respective-
ment de deux nacelles (6) articulées, comportant chacune une partie avant (8) montée basculante, autour dudit axe de basculement (X-X), sur une partie arrière fixe (7), fixée à l'une respectivement des deux ailes fixes (5), et dans laquelle sont logés le moteur (12) correspondant et au moins en partie l'ensemble réducteur arrière (16) de la
transmission (11) correspondante, dont l'ensemble réduc-
teur avant (15) ainsi que l'arbre (10) du rotor (9) cor-
respondant sont logés dans ladite partie avant basculante (8) de nacelle (6), et sont montés basculants avec ladite partie avant (8) par rapport à ladite partie arrière (7) et ladite aile (5) correspondante, caractérisé en ce que ladite partie avant basculante (8) de nacelle (6) comporte un carénage inférieur (8b), en mode avion, qui est prolongé, vers l'arrière et vers l'intérieur de ladite partie arrière fixe (7) de nacelle (6), par un capot recourbé (59), à concavité tournée vers ledit axe de basculement (X-X) et au moins en partie de révolution autour dudit axe de basculement (X-X), de sorte qu'après basculement de ladite partie avant basculante (8) de nacelle (6) en mode hélicoptère, ledit capot recourbé (59) assure sensiblement la continuité aérodynamique entre ledit carénage inférieur (8b), disposé vers l'avant en mode hélicoptère, de ladite partie avant basculante (8) de
nacelle (6) et l'avant d'un carénage inférieur (7b) de la-
dite partie arrière fixe (7) de nacelle (6).
2. Aéronef convertible selon la revendication 1, carac-
térisé en ce qu'un volet articulé (61) est monté pivotant
par un bord avant (62), autour d'un axe de pivot (63) sen-
siblement parallèle audit axe de basculement (X-X), sur une portion arrière d'un carénage supérieur (8a), en mode avion, de ladite partie avant basculante (8) de nacelle
(6), de sorte que ledit volet articulé (61) assure sensi-
blement la continuité aérodynamique sur la nacelle (6) en-
tre ladite portion arrière du carénage supérieur (8a) de ladite partie avant basculante (8) et un bord avant d'un carénage supérieur (7a) de ladite partie arrière fixe (7) de nacelle (6), en mode avion, tandis qu'en conversion du mode avion au mode hélicoptère, ledit volet articulé (61) se déplace, au moins par son bord arrière (64), sur ledit carénage supérieur (7a) de ladite partie arrière fixe (7)
de nacelle (6), contre lequel carénage supérieur (7a) le-
dit volet articulé (61) est plaqué en mode hélicoptère.
3. Aéronef convertible selon la revendication 2, carac-
térisé en ce que ledit volet articulé (61) est en perma-
nence rappelé élastiquement et/ou retenu par au moins une
butée contre ledit carénage supérieur (7a) de ladite par-
tie arrière fixe (7) de nacelle (6).
4. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit capot recour-
bé (59) comporte au moins une partie en forme de portion
de sphère centrée sur ledit axe de basculement (X-X).
5. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit capot recour-
bé (59) comporte au moins une partie en forme de portion de cylindre d'axe confondu avec ledit axe de basculement
(X-X).
6. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite partie avant basculante (8) de nacelle (6) bascule entre deux flanccs internes (51) de deux extensions (50) latérales avant fixes de ladite partie arrière fixe (7) de nacelle (6), chaque extension (50) latérale avant fixe étant délimitée vers l'avant par une face avant (52), au moins en partie sensiblement de révolution autour de l'axe de basculement (X-X), et recouverte, en mode avion, par une face arrière
(53) de forme sensiblement complémentaire, sur l'une res-
pectivement de deux portions latérales avant (54) de la-
dite partie avant basculante (8) de nacelle (6).
7. Aéronef convertible selon la revendication 6, carac-
térisé en ce que lesdits flancs internes (51) sont des flancs plans, sensiblement perpendiculaires à l'axe (X-X) de basculement, et entre lesquels est montée basculante une portion centrale arrière (8c) de ladite partie avant
basculante (8) de nacelle (6).
8. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 7, caractérisé en ce que ladite partie ar-
rière fixe (7) de nacelle (6) présente une prise d'air in-
férieure (57) fixe, s'ouvrant vers l'avant sous ladite partie avant basculante (8) par un bord avant (58) disposé
en avant dudit axe de basculement.
9. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 8, caractérisé en ce qu'en mode hélicoptère, ladite partie avant basculante (8') de nacelle (6') dégage au moins une ouverture latérale (66), formant prise d'air,
dans ladite partie arrière fixe (7') de nacelle (6').
10. Aéronef convertible selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 9, caractérisé en ce que les basculements de
ladite partie avant basculante (8) de nacelle (6) par rap-
port à ladite partie arrière fixe (7) sont commandés par au moins un actionneur linéaire (28) complètement intégré dans la nacelle (6), et articulé à une extrémité sur la
structure interne, sous le carénage supérieur (7a), de la-
dite partie arrière fixe (7), et, à son autre extrémité,
dans ladite partie avant basculante (8).
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---|---|---|---|
FR9903956A FR2791634B1 (fr) | 1999-03-30 | 1999-03-30 | Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants |
US09/411,558 US6260793B1 (en) | 1999-03-30 | 1999-10-01 | Convertible aircraft with tilting rotors |
Applications Claiming Priority (1)
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Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
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Country Status (2)
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---|---|
US (1) | US6260793B1 (fr) |
FR (1) | FR2791634B1 (fr) |
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001019673A1 (fr) | 1999-09-14 | 2001-03-22 | Eurocopter | Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants |
FR2830307A1 (fr) | 2001-10-02 | 2003-04-04 | Eurocopter France | Boite de transmission de puissance basculante a roues a denture frontale peripherique de type "far gear" |
FR2831938A1 (fr) * | 2001-11-07 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Installation de lubrification pour boite de transmission de puissance basculante |
FR2831934A1 (fr) * | 2001-11-06 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Boite de transmission basculante avec dispositif de rattrapage de jeu selon l'axe de basculement |
FR2831933A1 (fr) * | 2001-11-06 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Boite de transmission basculante a liaison pivotante a paliers lisses |
FR2837462A1 (fr) | 2002-03-20 | 2003-09-26 | Eurocopter France | Rotor de giravion a entrainement homocinetique |
EP1348624A1 (fr) | 2002-03-29 | 2003-10-01 | Eurocopter | Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor d'aéronef convertible |
EP1348623A1 (fr) | 2002-03-28 | 2003-10-01 | Eurocopter | Rotor de giravion à entraínement homocinétique avec différentiel de partage de couple |
EP1382527A1 (fr) | 2002-07-15 | 2004-01-21 | Eurocopter | Boite de transmission de puissance basculante a transfert de charge par le carter |
US7789793B2 (en) | 2007-08-17 | 2010-09-07 | Alex Koleoglou | Bearing tooth gears for wind turbine applications |
US8240601B2 (en) | 2009-01-30 | 2012-08-14 | Eurocopter | Coupling with slack-takeup, a rotor, and a rotary wing aircraft |
EP3674211A1 (fr) * | 2018-12-28 | 2020-07-01 | LEONARDO S.p.A. | Avion convertible et procédé de commande associé |
CN112319790A (zh) * | 2020-11-05 | 2021-02-05 | 国网福建省电力有限公司电力科学研究院 | 融合多旋翼与固定翼的长航时飞行器的气动布局结构及其控制方法 |
RU2786262C1 (ru) * | 2018-12-28 | 2022-12-19 | ЛЕОНАРДО С.п.А. | Конвертоплан и соответствующий способ управления |
Families Citing this family (98)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2814522B1 (fr) * | 2000-09-25 | 2002-12-13 | Eurocopter France | Dispositif de lubrification d'une boite de transmission de puissance presentant une orientation variable, en particulier pour un aeronef convertible a rotors basculants |
DE02761698T1 (de) * | 2002-09-17 | 2005-11-10 | Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth | Torsionsentkoppeltes motorhalterungssystem |
FR2864029B1 (fr) * | 2003-12-23 | 2006-04-07 | Eurocopter France | Aeronef convertible pourvu de deux "tilt fan" de part et d'autre du fuselage et d'un "fan" fixe insere dans le fuselage |
US9851723B2 (en) | 2004-07-29 | 2017-12-26 | Textron Innovations Inc. | Method and apparatus for flight control of tiltrotor aircraft |
WO2006041455A1 (fr) * | 2004-09-30 | 2006-04-20 | Bell Helicopter Textron Inc. | Systeme compact d'actionnement de conversion de mat d'un convertible |
KR100555176B1 (ko) | 2004-12-31 | 2006-03-03 | 한국항공우주연구원 | 틸트 로터 항공기 |
US20070205325A1 (en) * | 2005-06-24 | 2007-09-06 | Karem Aircraft, Inc. | Separable under load shaft coupling |
US20100270435A1 (en) * | 2005-08-15 | 2010-10-28 | Abe Karem | Wing efficiency for tilt-rotor aircraft |
US7861967B2 (en) * | 2008-04-25 | 2011-01-04 | Abe Karem | Aircraft with integrated lift and propulsion system |
US8864062B2 (en) | 2005-08-15 | 2014-10-21 | Abe Karem | Aircraft with integrated lift and propulsion system |
US20100120321A1 (en) * | 2005-09-30 | 2010-05-13 | Rehco Llc | Vertical take off plane |
US8608441B2 (en) | 2006-06-12 | 2013-12-17 | Energyield Llc | Rotatable blade apparatus with individually adjustable blades |
EP2242684B1 (fr) | 2008-02-13 | 2014-10-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | Giravion avec aile à incidente variable |
US7866598B2 (en) * | 2008-03-06 | 2011-01-11 | Karem Aircraft, Inc. | Rotorcraft engine and rotor speed synchronization |
US8066219B2 (en) * | 2008-04-25 | 2011-11-29 | Karem Aircraft, Inc. | Anhedral tip blades for tiltrotor aircraft |
CN101837195B (zh) * | 2010-01-21 | 2012-02-08 | 罗之洪 | 一种垂直起降的模型飞机 |
RU2464203C2 (ru) * | 2010-08-02 | 2012-10-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Высокоскоростной беспилотный вертолет-самолет |
CN101973398A (zh) * | 2010-09-30 | 2011-02-16 | 南京航空航天大学 | 倾转旋翼飞行器倾转短舱的倾转驱动机构 |
US9187174B2 (en) * | 2010-10-06 | 2015-11-17 | Donald Orval Shaw | Aircraft with wings and movable propellers |
RU2448869C1 (ru) * | 2010-12-03 | 2012-04-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Многоцелевой многовинтовой вертолет-самолет |
US9376206B2 (en) | 2013-03-12 | 2016-06-28 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft with inboard wing mounted fixed engine arrangement |
US9126678B2 (en) * | 2013-03-13 | 2015-09-08 | Bell Helicopter Textron Inc. | Spindle mounted tiltrotor pylon with fixed engine arrangement |
US10407157B2 (en) * | 2013-03-14 | 2019-09-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Spinner fairing assembly |
WO2014144001A2 (fr) | 2013-03-15 | 2014-09-18 | Terrafugia, Inc. | Véhicule à conduire-faire voler combiné à capacités de décollage vertical et de croisière à ailes fixes |
US9868542B2 (en) | 2013-08-14 | 2018-01-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having pillow block mounted pylon assemblies |
US9174731B2 (en) * | 2013-08-14 | 2015-11-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Fixed engine and rotating proprotor arrangement for a tiltrotor aircraft |
US9809318B1 (en) | 2013-08-14 | 2017-11-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having spherical bearing mounted pylon assemblies |
US9868541B2 (en) | 2013-08-14 | 2018-01-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having journal bearing mounted pylon assemblies |
US9663225B1 (en) | 2013-08-14 | 2017-05-30 | Bell Helicopter Textron Inc. | Maintaining drive system alignment in tiltrotor aircraft |
US9856029B2 (en) | 2013-08-14 | 2018-01-02 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having tip rib mounted pylon assemblies |
US9834303B2 (en) | 2013-08-14 | 2017-12-05 | Bell Helicopter Textron Inc. | Method and apparatus of connecting a fixed drive system to a rotating drive system for a tiltrotor aircraft |
USD731395S1 (en) * | 2013-10-24 | 2015-06-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft tail section |
USD731394S1 (en) * | 2013-10-24 | 2015-06-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft with fixed engines |
USD772137S1 (en) * | 2013-10-24 | 2016-11-22 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft landing gear |
USD739335S1 (en) * | 2013-10-24 | 2015-09-22 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft with forward-swept wings |
US10625852B2 (en) * | 2014-03-18 | 2020-04-21 | Joby Aero, Inc. | Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowing rotor blades |
US10106255B2 (en) * | 2014-05-14 | 2018-10-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotary pylon conversion actuator for tiltrotor aircraft |
US10676186B2 (en) * | 2014-05-23 | 2020-06-09 | Sikorksy Aircraft Corporation | Compliant engine nacelle for aircraft |
US10183745B2 (en) * | 2015-12-07 | 2019-01-22 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor with inboard engines |
EP3442815A1 (fr) | 2016-04-15 | 2019-02-20 | Terrafugia, Inc. | Ensemble levier de changement de vitesses électronique pour un véhicule volant et de conduite à deux modes |
US10597164B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-03-24 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having redundant directional control |
US10870487B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-12-22 | Bell Textron Inc. | Logistics support aircraft having a minimal drag configuration |
US10633088B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-04-28 | Textron Innovations Inc. | Aerial imaging aircraft having attitude stability during translation |
US10501193B2 (en) | 2016-07-01 | 2019-12-10 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having a versatile propulsion system |
US10220944B2 (en) | 2016-07-01 | 2019-03-05 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having manned and unmanned flight modes |
US11124289B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-09-21 | Textron Innovations Inc. | Prioritizing use of flight attitude controls of aircraft |
US11027837B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-06-08 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having thrust to weight dependent transitions |
US11104446B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-08-31 | Textron Innovations Inc. | Line replaceable propulsion assemblies for aircraft |
US10633087B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-04-28 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having hover stability in inclined flight attitudes |
US10618647B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-04-14 | Textron Innovations Inc. | Mission configurable aircraft having VTOL and biplane orientations |
US11142311B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-10-12 | Textron Innovations Inc. | VTOL aircraft for external load operations |
US10604249B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-03-31 | Textron Innovations Inc. | Man portable aircraft system for rapid in-situ assembly |
US10011351B2 (en) | 2016-07-01 | 2018-07-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Passenger pod assembly transportation system |
US11084579B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-08-10 | Textron Innovations Inc. | Convertible biplane aircraft for capturing drones |
US10315761B2 (en) | 2016-07-01 | 2019-06-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft propulsion assembly |
US10981661B2 (en) | 2016-07-01 | 2021-04-20 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having multiple independent yaw authority mechanisms |
US10625853B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-04-21 | Textron Innovations Inc. | Automated configuration of mission specific aircraft |
US10737778B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-08-11 | Textron Innovations Inc. | Two-axis gimbal mounted propulsion systems for aircraft |
US11608173B2 (en) | 2016-07-01 | 2023-03-21 | Textron Innovations Inc. | Aerial delivery systems using unmanned aircraft |
US10737765B2 (en) | 2016-07-01 | 2020-08-11 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having single-axis gimbal mounted propulsion systems |
US10011349B2 (en) * | 2016-08-31 | 2018-07-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions |
US10266252B2 (en) | 2016-09-19 | 2019-04-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Wing extension winglets for tiltrotor aircraft |
KR101772224B1 (ko) * | 2016-12-30 | 2017-08-28 | 주식회사 샘코 | 틸팅형 로터 |
US10994853B2 (en) * | 2017-03-02 | 2021-05-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft rotating proprotor assembly |
US10533603B2 (en) * | 2017-03-02 | 2020-01-14 | Bell Helicopter Textron Inc. | Roller track assembly for a tiltrotor proprotor door |
US10539180B2 (en) * | 2017-03-02 | 2020-01-21 | Bell Helicopter Textron Inc. | Bogie mechanism for a tiltrotor proprotor door |
US11046446B2 (en) * | 2017-03-02 | 2021-06-29 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft rotating proprotor assembly |
US10562618B2 (en) * | 2017-04-03 | 2020-02-18 | Bell Helicopter Textron Inc. | Helicopter with wing augmented lift |
GB2550489B (en) * | 2017-05-03 | 2018-07-18 | Wirth Res Limited | An unmanned aerial vehicle |
US10329014B2 (en) | 2017-05-26 | 2019-06-25 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft having M-wings |
US10661892B2 (en) | 2017-05-26 | 2020-05-26 | Textron Innovations Inc. | Aircraft having omnidirectional ground maneuver capabilities |
US10351232B2 (en) | 2017-05-26 | 2019-07-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor assembly having collective pitch control |
US10618646B2 (en) | 2017-05-26 | 2020-04-14 | Textron Innovations Inc. | Rotor assembly having a ball joint for thrust vectoring capabilities |
KR102038321B1 (ko) * | 2017-12-29 | 2019-10-30 | (주)프리뉴 | 드론용 틸팅 블레이드 어셈블리 |
US10994852B2 (en) | 2018-04-05 | 2021-05-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Door for a tiltrotor proprotor pylon |
US10875627B2 (en) | 2018-05-01 | 2020-12-29 | Bell Helicopter Textron Inc. | Movable cover for a proprotor nacelle |
US11338916B2 (en) * | 2018-06-21 | 2022-05-24 | Textron Innovations Inc. | Engine and rotatable proprotor configurations for a tiltrotor aircraft |
US11148798B2 (en) * | 2018-06-22 | 2021-10-19 | Textron Innovations Inc. | Engine and rotatable proprotor configurations for a tiltrotor aircraft |
US10913542B2 (en) * | 2018-07-27 | 2021-02-09 | Textron Innovations Inc. | Conversion actuator and downstop striker fitting for a tiltrotor aircraft |
US10994839B2 (en) * | 2018-07-31 | 2021-05-04 | Textron Innovations Inc. | System and method for rotating a rotor of a tiltrotor aircraft |
KR102112290B1 (ko) * | 2018-11-12 | 2020-05-18 | 한국항공우주연구원 | 틸트로터형 항공기의 자동 회전 제어 시스템 및 방법 |
US11186381B2 (en) * | 2019-10-11 | 2021-11-30 | Textron Innovations Inc. | Integral multistage ring gear systems for aircraft |
US11312491B2 (en) | 2019-10-23 | 2022-04-26 | Textron Innovations Inc. | Convertible biplane aircraft for autonomous cargo delivery |
US11505313B2 (en) * | 2019-10-29 | 2022-11-22 | Textron Innovations Inc. | Conversion actuation systems and methods for tiltrotor aircraft |
WO2021222528A1 (fr) * | 2020-05-01 | 2021-11-04 | Overair, Inc. | Système de refroidissement adaptatif pour aéronef |
US11530035B2 (en) | 2020-08-27 | 2022-12-20 | Textron Innovations Inc. | VTOL aircraft having multiple wing planforms |
US11319064B1 (en) | 2020-11-04 | 2022-05-03 | Textron Innovations Inc. | Autonomous payload deployment aircraft |
US11630467B2 (en) | 2020-12-23 | 2023-04-18 | Textron Innovations Inc. | VTOL aircraft having multifocal landing sensors |
USD978768S1 (en) | 2021-05-13 | 2023-02-21 | Alakai Technologies Corporation | Aircraft airframe |
US12084200B2 (en) | 2021-11-03 | 2024-09-10 | Textron Innovations Inc. | Ground state determination systems for aircraft |
US11932387B2 (en) | 2021-12-02 | 2024-03-19 | Textron Innovations Inc. | Adaptive transition systems for VTOL aircraft |
US11643207B1 (en) | 2021-12-07 | 2023-05-09 | Textron Innovations Inc. | Aircraft for transporting and deploying UAVs |
US11673662B1 (en) | 2022-01-05 | 2023-06-13 | Textron Innovations Inc. | Telescoping tail assemblies for use on aircraft |
US12103673B2 (en) | 2022-01-10 | 2024-10-01 | Textron Innovations Inc. | Payload saddle assemblies for use on aircraft |
CA3242066A1 (fr) * | 2022-01-27 | 2023-08-03 | Wisk Aero Llc | Carenage a bras et helice integres |
DE102022131799A1 (de) | 2022-11-30 | 2024-06-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Luftleitvorrichtung eines Senkrecht-Start- und -Landungsluftfahrzeugs und ein Senkrecht-Start- und -Landungsluftfahrzeug |
DE102022131771A1 (de) | 2022-11-30 | 2024-06-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Nacellevorrichtung mit Luftleitvorrichtung und Senkrecht-Start und -Landungsluftfahrzeug |
DE102022131791A1 (de) | 2022-11-30 | 2024-06-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Nacellevorrichtung und Senkrecht-Start und -Landungsluftfahrzeug |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3035789A (en) * | 1957-11-27 | 1962-05-22 | Arthur M Young | Convertiplane |
US3089666A (en) * | 1961-04-13 | 1963-05-14 | Boeing Co | Airplane having changeable thrust direction |
US4962902A (en) * | 1989-03-20 | 1990-10-16 | The Boeing Company | Aircraft control surface linkage |
DE3929886A1 (de) * | 1989-09-08 | 1991-03-28 | Dornier Conrado | Flugzeug mit um eine querachse kippbaren triebwerksgondeln |
US5094412A (en) * | 1989-10-13 | 1992-03-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flaperon system for tilt rotor wings |
US5054716A (en) * | 1989-10-16 | 1991-10-08 | Bell Helicopter Textron Inc. | Drive system for tiltrotor aircraft |
US5388788A (en) * | 1993-12-16 | 1995-02-14 | The Boeing Company | Hinge fairings for control surfaces |
US5823470A (en) * | 1996-07-16 | 1998-10-20 | Mcdonnell Douglas Helicopter Co. | Split torque proprotor transmission |
-
1999
- 1999-03-30 FR FR9903956A patent/FR2791634B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1999-10-01 US US09/411,558 patent/US6260793B1/en not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
FISCHER A, UNTERHITZENBERGER J: "Propulsion system concept for the Eurofar tilt rotor aircraft", 16TH EUROPEAN ROTOR FORUM, vol. 1, 18 September 1990 (1990-09-18) - 21 September 1990 (1990-09-21), Glasgow, UK, pages II.5.1.1 - II.5.1.12, XP002106270 * |
Cited By (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001019673A1 (fr) | 1999-09-14 | 2001-03-22 | Eurocopter | Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants |
FR2830307A1 (fr) | 2001-10-02 | 2003-04-04 | Eurocopter France | Boite de transmission de puissance basculante a roues a denture frontale peripherique de type "far gear" |
FR2831934A1 (fr) * | 2001-11-06 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Boite de transmission basculante avec dispositif de rattrapage de jeu selon l'axe de basculement |
FR2831933A1 (fr) * | 2001-11-06 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Boite de transmission basculante a liaison pivotante a paliers lisses |
WO2003039952A1 (fr) * | 2001-11-06 | 2003-05-15 | Eurocopter | Boite de transmission basculante a liaison pivotante a paliers lisses |
US7137786B2 (en) | 2001-11-06 | 2006-11-21 | Eurocopter | Tilting transmission gearbox comprising a pivoting connection with plain bearings |
FR2831938A1 (fr) * | 2001-11-07 | 2003-05-09 | Eurocopter France | Installation de lubrification pour boite de transmission de puissance basculante |
WO2003040593A1 (fr) * | 2001-11-07 | 2003-05-15 | Eurocopter | Installation de lubrification pour boite de transmission de puissance basculante |
US7137590B2 (en) | 2001-11-07 | 2006-11-21 | Eurocopter | Lubricating installation for rocking power transmission box |
FR2837462A1 (fr) | 2002-03-20 | 2003-09-26 | Eurocopter France | Rotor de giravion a entrainement homocinetique |
FR2837784A1 (fr) | 2002-03-28 | 2003-10-03 | Eurocopter France | Rotor de giravion a entrainement homocinetique avec differentiel de partage de couple |
EP1348623A1 (fr) | 2002-03-28 | 2003-10-01 | Eurocopter | Rotor de giravion à entraínement homocinétique avec différentiel de partage de couple |
FR2837785A1 (fr) | 2002-03-29 | 2003-10-03 | Eurocopter France | Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor d'aeronef convertible |
EP1348624A1 (fr) | 2002-03-29 | 2003-10-01 | Eurocopter | Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor d'aéronef convertible |
EP1382527A1 (fr) | 2002-07-15 | 2004-01-21 | Eurocopter | Boite de transmission de puissance basculante a transfert de charge par le carter |
US7789793B2 (en) | 2007-08-17 | 2010-09-07 | Alex Koleoglou | Bearing tooth gears for wind turbine applications |
US8240601B2 (en) | 2009-01-30 | 2012-08-14 | Eurocopter | Coupling with slack-takeup, a rotor, and a rotary wing aircraft |
EP3674211A1 (fr) * | 2018-12-28 | 2020-07-01 | LEONARDO S.p.A. | Avion convertible et procédé de commande associé |
WO2020136460A1 (fr) | 2018-12-28 | 2020-07-02 | Leonardo S.P.A. | Avion convertible et procédé de commande associé |
RU2786262C1 (ru) * | 2018-12-28 | 2022-12-19 | ЛЕОНАРДО С.п.А. | Конвертоплан и соответствующий способ управления |
US11834168B2 (en) | 2018-12-28 | 2023-12-05 | Leonardo S.P.A. | Convertiplane and related control method |
CN112319790A (zh) * | 2020-11-05 | 2021-02-05 | 国网福建省电力有限公司电力科学研究院 | 融合多旋翼与固定翼的长航时飞行器的气动布局结构及其控制方法 |
CN112319790B (zh) * | 2020-11-05 | 2024-01-23 | 国网福建省电力有限公司电力科学研究院 | 融合多旋翼与固定翼的长航时飞行器的气动布局结构及其控制方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6260793B1 (en) | 2001-07-17 |
FR2791634B1 (fr) | 2001-06-15 |
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