FR2797248A1 - Procede et appareil pour detecter une precharge dans un dispositif d'arret vers le bas d'un rotor d'un aeronef a rotor basculant - Google Patents
Procede et appareil pour detecter une precharge dans un dispositif d'arret vers le bas d'un rotor d'un aeronef a rotor basculant Download PDFInfo
- Publication number
- FR2797248A1 FR2797248A1 FR0010260A FR0010260A FR2797248A1 FR 2797248 A1 FR2797248 A1 FR 2797248A1 FR 0010260 A FR0010260 A FR 0010260A FR 0010260 A FR0010260 A FR 0010260A FR 2797248 A1 FR2797248 A1 FR 2797248A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- tilting rotor
- assembly
- force
- wing
- preload
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000036316 preload Effects 0.000 title claims abstract description 61
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 8
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 7
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 7
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 7
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 claims description 7
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 25
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 24
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 24
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 11
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 11
- 239000000463 material Substances 0.000 description 10
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 description 6
- 239000004809 Teflon Substances 0.000 description 5
- 229920006362 Teflon® Polymers 0.000 description 5
- BFKJFAAPBSQJPD-UHFFFAOYSA-N tetrafluoroethene Chemical compound FC(F)=C(F)F BFKJFAAPBSQJPD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 4
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 4
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 4
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 4
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000004807 localization Effects 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003831 antifriction material Substances 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000001143 conditioned effect Effects 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 1
- UONOETXJSWQNOL-UHFFFAOYSA-N tungsten carbide Chemical compound [W+]#[C-] UONOETXJSWQNOL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
- B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Grinding Of Cylindrical And Plane Surfaces (AREA)
- Support Of The Bearing (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
Abstract
La présente invention concerne un procédé et un appareil pour détecter la précharge entre un premier élément (31) solidaire d'un ensemble de rotor basculant et un second élément (111) d'une aile d'un aéronef à rotor basculant, lorsque l'ensemble de rotor basculant se trouve dans le mode avion, l'ensemble de rotor basculant étant commandé par un actionneur de conversion.Cet aéronef comporte un ensemble d'arrêt vers le bas caractérisé en ce que l'actionneur crée une force entre les deux éléments (31, 111) de telle façon que l'ensemble d'arrêt vers le bas soit déformé et qu'une précharge sélectionnée soit produite entre l'ensemble de rotor basculant et la ou les ailes, et en ce que l'ensemble d'arrêt comporte au moins un module de capteur (161) afin de détecter la déformation de l'ensemble d'arrêt et de produire un signal correspondant, et au moins un microprocesseur relié au ou aux modules de capteur (161) pour interpréter le signal, le microprocesseur traitant ce signal et envoyant un signal de commande au ou aux actionneurs pour amener ce ou ces actionneurs à augmenter la force si cette force est inférieure à la précharge sélectionnée ou à diminuer la force si cette force est supérieure à la précharge présélectionnée.
Description
La présente invention concerne d'une manière générale des ensembles de
conversion destinés à être utilisés sur un aéronef à rotor basculant pour passer d'un mode hélicoptère à un mode avion et vice versa et elle est plus particulièrement relative à un procédé et à un appareil pour détecter la précharge entre un ensemble de rotor basculant
et une aile lorsque l'ensemble de rotor basculant se trouve dans le mode avion.
Les aéronefs à rotor basculant sont des appareils hybrides entre les hélicoptères traditionnels et les avions à hélices traditionnels. Un aéronef à rotor basculant typique comporte des ailes fixes qui se terminent par des ensembles de rotor basculant convertibles qui logent les moteurs et les transmissions assurant l'entraînement des rotors. Les aéronefs à rotor basculant peuvent passer d'un mode hélicoptère, dans lequel l'aéronef à rotor basculant peut décoller, effectuer un vol stationnaire et atterrir comme un hélicoptère, à un mode avion dans lequel l'aéronef à rotor basculant peut voler vers
l'avant comme un avion à ailes fixes.
Comme on pouvait s'y attendre, indépendamment des problèmes habituels qui doivent être résolus lors de la conception d'hélicoptères ou d'avions à hélices, la conception d'un aéronef à rotor basculant pose des problèmes particuliers qui ne se rencontrent ni avec les hélicoptères ni avec les avions à hélices. En particulier, du fait que les ailes d'un aéronef à rotor basculant doivent être conçues pour fonctionner à la fois dans le mode hélicoptère et dans le mode avion, les seuls critères de conception traditionnels qui sont utilisés pour les hélicoptères ou pour les avions à hélices, ne sont pas suffisants. Par exemple, les ailes d'un aéronef à rotor basculant logent et supportent souvent des réservoirs de carburant, des arbres menants d'interconnexion allant d'un moteur à l'autre, des arbres menants d'interconnexion allant d'un actionneur de conversion à l'autre, des arbres d'entraînement redondants et des arbres autour desquels les ensembles de rotor basculant et les actionneurs de conversion pivotent. Pour ces raisons, l'espace à l'intérieur des ailes est extrêmement limité ce qui se traduit par peu ou pas de place pour des dispositifs intrusifs, des dispositifs de mesure, des dispositifs de détection ou des supports structuraux additionnels. Néanmoins, certaines charges, à la
2 2797248
fois statiques et dynamiques, que l'on ne rencontre pas avec des hélicoptères ou des
avions à ailes fixes, doivent être encaissées par les ailes d'un aéronef à rotor basculant.
Dans un aéronef à rotor basculant typique, les arbres menants d'interconnexion, s'étendant d'un moteur à l'autre, sont situés à proximité des bords de fuite des ailes comme le sont les arbres principaux autour desquels les ensembles de rotor basculant pivotent. Des actionneurs de conversion hydrauliques, prévus pour l'actionnement des ensembles de rotor basculant, sont supportés à pivotement aux extrémités des ailes et dans certains cas ils sont interconnectés par des arbres qui s'étendent le long des bords d'attaque des ailes. Un tel agencement ne crée par des problèmes lorsque l'aéronef à rotor basculant fonctionne dans le mode hélicoptère; cependant, lorsque l'aéronef à rotor basculant est converti dans le mode avion, certaines charges de vibrations oscillantes, telles que des charges longitudinales d'un mouvement de tangage et des charges latérales d'un mouvement de lacet, sont créées par les rotors. A cause de ces charges apparaissant uniquement dans le mode avion, si une raideur structurale minimale n'est pas maintenue entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile, l'aéronef devient alors instable. Cette raideur structurale minimale est basée sur la vitesse de l'aéronef dans le mode avion et sur des facteurs de charge associés. La précharge interne de l'actionneur de conversion augmente la raideur effective, à l'égard du mouvement de tangage, de l'ensemble de rotor basculant mais elle a un effet faible ou nul sur la raideur de l'ensemble de rotor basculant à l'égard du mouvement de lacet. Pour améliorer la raideur à l'égard du mouvement de lacet, on utilise des ensembles d'arrêt vers le bas avec des restrictions du mouvement de lacet à interverrouillage. Cependant, les restrictions du mouvement de lacet sont sûres et efficaces uniquement si l'ensemble de rotor basculant est forcé contre l'aile de manière à produire une précharge suffisante pour satisfaire aux exigences des charges statiques et
dynamiques.
On a fait certaines tentatives pour mesurer et maintenir une précharge sélectionnée entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile tandis que l'aéronef à rotor basculant se trouve dans le mode avion mais aucune d'elles n'a permis de résoudre correctement le problème. Par exemple dans certains aéronefs à rotor basculant, la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile est mesurée en utilisant un
3 2797248
algorithme complexe en boucle fermée qui emploie la pression du moteur de l'actionneur
de conversion pour déterminer la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile.
Dans ces applications, la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile peut être réglée mais seulement avec une précision limitée. Dans d'autres ensembles de rotor basculant on emploie un système en boucle ouverte dans lequel les actionneurs de conversion forcent simplement l'ensemble de rotor basculant en contact avec l'aile jusqu'à ce que l'actionneur de conversion décroche. De tels systèmes sont indésirables dans certaines applications parce que le fait de permettre à la précharge d'aller en augmentant exige un support structural ajouté, ce qui se traduit par un accroissement du poids et du coût. En outre, ces systèmes suivant la technique antérieure ne compensent pas d'une manière appropriée les charges dynamiques produites lorsque l'aéronef à rotor basculant
effectue un piqué ou une ressource.
Bien que de grands progrès aient été faits dans la conception des aéronefs à rotor basculant, le problème de la détection et de la mesure de la précharge entre un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant et une aile n'a pas été résolu d'une
manière appropriée.
Il existe donc un besoin d'un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant dans lequel la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile est mesurée et
commandée directement.
Un but de la présente invention est de fournir un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant dans lequel on mesure et commande directement la précharge entre
l'ensemble de rotor basculant et l'aile.
Un autre but de la présente invention est de fournir un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant dans lequel on mesure directement la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile en utilisant des modules de capteur constitués d'une pluralité
de jauges de contrainte.
Un autre but de la présente invention est de fournir un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant dans lequel on détecte et commande la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile en mesurant des charges à la fois statiques et dynamiques pendant le vol.
4 2797248
Les buts précités sont atteints en utilisant un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant comportant un ensemble de butée fixé à l'ensemble de rotor basculant et un ensemble de berceau fixé à l'aile. Une pluralité de modules de capteur, constitués d'un ensemble de jauges de contrainte, sont fixés à l'ensemble de berceau de manière à détecter directement la précharge entre l'ensemble de rotor basculant et l'aile en mesurant
la déformation de l'ensemble de berceau produite par la précharge.
La présente invention présente plusieurs avantages par rapport à la technique antérieure. La présente invention est d'un coût plus réduit parce que la dimension et la capacité de l'actionneur de conversion sont mieux adaptées à l'application. Le poids structural est diminué du fait que l'actionneur de conversion n'a pas à produire une précharge inutilement élevée. En outre, les modules de capteur fournissent un moyen unique et efficace de détecter directement une charge sur un aéronef On décrira ci-après, à titre d'exemple non limitatif, une forme d'exécution de la présente invention, en référence aux dessins annexés sur lesquels: La figure 1A est une vue en perspective d'un aéronef à rotor basculant dans le
mode avion.
La figure lB est une vue en perspective d'un aéronef à rotor basculant dans le
mode hélicoptère.
La figure 2A est une vue en perspective éclatée d'un ensemble de butée d'un
ensemble d'arrêt vers lé bas d'un rotor basculant suivant la présente invention.
La figure 2B est une vue en perspective assemblée de l'ensemble de butée de la
figure 2A.
La figure 3 est une vue de face d'un bras de butée de l'ensemble de butée des
figures 2A et 2B.
La figure 4 est une vue en perspective éclatée illustrant l'attache de l'ensemble de butée des figures 2A et 2B à l'ensemble de boîte de vitesse et de transmission du rotor basculant. La figure 5 est une vue en perspective éclatée d'un ensemble de berceau de
l'ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant suivant la présente invention.
2797248
La figure 6 est une vue en perspective illustrant l'attache de l'ensemble de
berceau de la figure 5 à une travée externe d'une aile et à un longeron avant d'une aile.
La figure 7 est une vue en perspective de l'ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant assemblé suivant la présente invention, incluant l'ensemble de butée des -figures 2A et 2B et l'ensemble de berceau des figures 5 et 6. La figure 8A est une vue en bout de l'extrémité de l'aile de la figure 6, portant un ensemble de rotor basculant, incluant un actionneur de conversion, dans le mode avion. La figure 8B est une vue en bout de l'extrémité de l'aile de la figure 6, portant un ensemble de rotor basculant, incluant un actionneur de conversion, dans le mode hélicoptère. La figure 9 est une vue en perspective de l'ensemble d'arrêt vers le bas d'un
rotor basculant suivant la présente invention, incluant des modules de capteur.
La figure 1 OA est un schéma électrique d'un module de capteur de la figure 9.
La figure 10B est un schéma d'un circuit électrique de conditionnement des
signaux des jauges de contrainte suivant la présente invention.
Si on se réfère maintenant aux figures 1A et lB, on voit qu'elles représentent un aéronef à rotor basculant 11 typique. L'aéronef à rotor basculant 11 comporte une cellule 13 et des ailes 15a et 15b assemblées avec la cellule 13. De la manière traditionnelle, les
ailes lSa et 15b se terminent par des ensembles de rotor basculant 17a et 17b respectifs.
Des capotages 18a et 18b, destinés à réduire la traînée, sont disposés entre les ensembles de rotor basculant 17a et 17b et les ailes 15a et 15b. Chacun des ensembles de rotor basculant 17a et 17b comporte d'une façon générale un moteur, une boîte de vitesse et de transmission (voir la figure 4) pour l'entraînement des moyeux l9a et 19b des rotors basculants et un actionneur de conversion (voir les figures 8A et 8B) pour faire pivoter les ensembles de rotor basculant 17a et 17b entre un mode avion, tel qu'illustré sur la figure 1A, et un mode hélicoptère, tel qu'illustré sur la figure lB. Dans le mode avion l'aéronef à rotor basculant 11 peut voler et fonctionner de la même façon qu'un avion traditionnel à hélice et à voilure fixe. Dans le mode hélicoptère l'aéronef peut décoller,
6 2797248
effectuer un vol stationnaire, atterrir et il peut fonctionner comme un aéronef à voilure
tournante ou un hélicoptère traditionnel.
Si on se réfère maintenant aux figures 2A et 2B, on voit qu'elles représentent la forme d'exécution préférée d'un ensemble d'arrêt vers le bas d'un rotor basculant, "accordable", de faible hauteur, suivant la présente invention. Un ensemble de butée 31 comporte un élément de base 33 formé de manière à supporter à pivotement et à glissement un bras de butée 35 angulaire et "accordable". L'élément de base 33 est réalisé de préférence en aluminium mais il peut être formé de n'importe quel autre matériau suffisamment rigide. L'élément de base 33 comporte une pluralité d'ouvertures de montage 36. Le bras de butée 35 a une forme générale en L comprenant une portion postérieure 37 et une portion de jambe 39. Le bras de butée 35 est réalisé de préférence en titane mais il peut être constitué d'autres matériaux dont les propriétés mécaniques et en particulier la raideur en flexion peuvent être ajustées ou "accordées" en modifiant les dimensions géométriques du bras de butée 35. Cette particularité d'ajustement ou
"d'accord" du bras de butée 35 sera étudiée d'une façon plus détaillée plus loin.
La portion postérieure 37 et la portion de jambe 39 du bras de butée 35 se recoupent à l'endroit d'une portion de coin 41 de forme générale cylindrique. La portion de coin 41 comporte un passage cylindrique 43 qui traverse la portion de coin 41, suivant un axe 45. Des coussinets 47 sont montés à l'intérieur du passage 43, à chaque extrémité de ce passage. Les coussinets 47 sont de préférence des coussinets antifriction, tels que des coussinets ayant une garniture en matière connue sous le nom de "TEFLON". Les coussinets 47 sont de préférence ajustés serrés dans le passage 43 mais ils peuvent être fixés à ce passage par d'autres moyens bien connus. La portion de jambe 39 a une largeur W dans le sens transversal qui est constante d'une manière générale sur toute la longueur de la portion de jambe 39. La portion postérieure 37 converge de préférence vers l'intérieur, à partir de la portion de coin 41 jusqu'à une portion d'extrémité 49. Cette portion d'extrémité 49 présente de préférence un profil arrondi légèrement agrandi. Ainsi, la portion d'extrémité 49 est d'une manière générale cylindrique le long d'un axe 51. La portion de jambe 39 s'étend à partir de la portion de coin 41 et elle se termine par une partie extrême fourchue 53 comportant une branche de fourche supérieure 53a et une
7 2797248
branche de fourche inférieure 53b parallèle à la précédente. Le bras de butée 35 sera
décrit d'une façon plus détaillée plus loin en référence à la figure 3.
L'élément de base 33 comporte une paire de pattes 55a et 55b. Les pattes 55a et b sont généralement parallèles et elles s'étendent perpendiculairement vers l'extérieur à partir de l'élément de base 33. Les pattes 55a et 55b présentent des ouvertures 57a et 57b respectives les traversant. Les ouvertures 57a et 57b sont alignées suivant un axe 59. Les ouvertures 57a et 57b sont garnies de coussinets 61a et 61b respectifs. Les coussinets 61a et 61b sont semblables, du point de vue construction, aux coussinets 47. Les coussinets 61a et 61b sont de préférence des coussinets antifriction, tels que les coussinets comportant un revêtement en matière connue sous le nom de "TEFLON". Les coussinets 61a et 61b sont de préférence ajustés serrés dans les ouvertures 57a et 57b
mais peuvent être fixés aux pattes 55a et 55b par d'autres moyens bien connus.
Un manchon glissant 63 est logé dans les coussinets 61a et 61b. Le manchon glissant 63 est de préférence un manchon antifriction comportant un revêtement en matière connue sous le nom de "TEFLON". Le manchon glissant 63 est maintenu en place entre les pattes 55a et 55b, de préférence au moyen de rondelles de retenue 65a et b. Une broche formant pivot 67, à partie extrême filetée, passe, suivant l'axe 59, à travers la rondelle de retenue 65b, l'ouverture 57b, le coussinet 61b, le manchon glissant 63, le coussinet 61a, l'ouverture 57a et la rondelle de retenue 65a et il est maintenu d'une manière amovible par un écrou 69 comportant une goupille de fixation 71. De cette façon est formé un joint pivotant antifriction A (voir la figure 2B) joint autour duquel
pivotent la portion postérieure 37 et la portion de jambe 39.
Si on poursuit l'examen des figures 2A et 2B, on voit que l'élément de base 33 comporte une seconde paire de pattes 73a et 73b. Les pattes 73a et 73b sont généralement parallèles et elles s'étendent perpendiculairement vers l'extérieur à partir de l'élément de base 33. Les pattes 73a et 73b présentent des ouvertures 75a et 75b respectives les traversant. Les ouvertures 75a et 75b sont alignées suivant un axe 77. Les ouvertures 75a et 75b sont garnies de coussinets 79a et 79b respectifs. Les coussinets 79a et 79b sont semblables, du point de vue construction, aux coussinets 47. Les coussinets 79a et 79b sont de préférence des coussinets antifriction, tels que les
8 2797248
coussinets comportant un revêtement en matière connue sous le nom de "TEFLON". Les coussinets 79a et 79b sont de préférence ajustés serrés dans les ouvertures 75a et 75b
mais peuvent être fixés aux pattes 73a et 73b par d'autres moyens bien connus.
Une clavette de retenue 81 traverse les coussinets 79a et 79b. La clavette de retenue 81 comporte une paire de portions en creux planes 83a et 83b s'étendant axialement sur deux côtés opposés de la clavette de retenue 81. Il est préférable qu'au moins les portions en creux planes 83a et 83b de la clavette de retenue 81 soient revêtues d'un matériau antifriction, tel que celui connu sous le nom de "TEFLON". La clavette de retenue 81 peut tourner librement dans les pattes 73a et 73b, autour de l'axe 77. Les portions en creux planes 83a et 83b sont configurées de manière à recevoir, à glissement, les branches de fourche 53a et 53b, en formant ainsi un joint pivotant et glissant B (voir la figure 2B). Du fait que les branches de fourche 53a et 53b peuvent glisser par rapport à la clavette de retenue 81, les portions en creux planes 83a et 83b permettent à la portion de jambe 39 du bras de butée 35 de pivoter autour de l'axe 59. Cependant, la portion de jambe 39 a une raideur suffisante pour empêcher que les branches de fourche 53a et 53b ne se déplacent suffisamment en translation, par rapport aux pattes 73a et 73b, au point que les branches de fourche 53a et 53b puissent se dégager de la clavette de retenue 81. Autrement dit, la connexion glissante des branches de fourche 53a et 53b avec la clavette de retenue 81 permet au bras de butée 35 de pivoter autour de l'axe 59 et de la broche formant pivot 67, c'est- à-dire du joint A. *,. Ainsi qu'il est illustré sur la figure 2B, le bras de butée 35 s'étend du joint A au joint B le long d'une fente 90 formée dans l'élément de base 33. La fente 90 permet à la portion de jambe 39 du bras de butée 35 de demeurer dans une position sensiblement horizontale et de fléchir sans restriction dans un plan vertical. La fente 90 est configurée de manière à s'accommoder de variations de l'épaisseur verticale de la portion de jambe 39, ainsi qu'il sera décrit d'une façon plus détaillée plus loin. En outre, la fente 90 permet à l'ensemble de butée 31 de conserver une hauteur ou un profil global. relativement bas dans le sens vertical. Bien que les termes "vertical" et "horizontal" soient utilisés présentement, il doit être entendu que ces termes sont employés uniquement pour
9 2797248
faciliter l'explication et qu'ils ne doivent pas être considérés comme étant limitatifs en ce
qui concerne les directions dans lesquelles la présente invention fonctionne.
Avec l'ensemble de butée 31 configuré et assemblé de la façon décrite précédemment, des charges oscillatoires de vibrations, telles que des charges de tangage et des charges de lacet, représentées par les charges verticales et les charges latérales indiquées par les flèches V et L sur la figure 2B, lesquelles sont produites par les ensembles de rotor basculant 17a et 17b se trouvant dans le mode avion, sont transférées à partir de la portion d'extrémité 49 de la portion postérieure 37 vers la portion de jambe 39 et les branches de fourche 53a et 53b. Il convient de noter que les charges latérales et les charges verticales représentées sur la figure 2B englobent les charges dynamiques produites pendant le vol telles que celles apparaissant lorsque l'aéronef à rotor basculant 11 effectue un piqué ou une ressource brutale. Du fait que la portion postérieure 37 est courte, ce qui assure la particularité d'une faible hauteur de la présente invention, cette portion postérieure 37 ne fléchit pas suffisamment pour absorber ou isoler les charges verticales et latérales. Ainsi, les charges verticales et latérales sont transférées à la portion de jambe 39 par la portion postérieure 37. Tandis que la portion de jambe 39 fléchit, les charges verticales et latérales produites par les ensembles de rotor basculant 17a et 17b sont isolées et absorbées, ce qui empêche que les charges verticales et latérales ne soient transférées aux ailes 15a et 15b. Ainsi, les ailes l5a et 15b n'exigent pas un support structural additionnel pour absorber ou amortir les charges oscillatoires des vibrations. Ceci permet d'obtenir une économie substantielle de poids et de prix de revient. Si on se réfère maintenant à la figure 3, on voit qu'elle représente le bras de butée 35 vu de face. On peut voir que la portion postérieure 37 et la portion de jambe 39 forment un angle a autour de l'axe 45. L'angle c est de préférence d'environ 115 par suite de l'angle opérationnel présent entre les ailes 15a et 15b et les ensembles de rotor basculant 17a et 17b respectifs. La portion postérieure 37 a une hauteur verticale h mesurée à partir du point le plus bas de la portion d'extrémité 49 jusqu'à l'axe 45 et la portion de jambe 39 a une longueur 1 mesurée à partir de l'extrémité des branches de fourche 53a et 53b jusqu'à l'axe 45. Par suite de la particularité à faible hauteur de la
2797248
présente invention, la hauteur h a une grandeur qui est de préférence inférieure à celle de la longueur 1. Il convient de noter que l'axe 45 autour duquel la portion de coin 41 est concentrique, et l'axe 51 autour duquel la portion d'extrémité 49 est concentrique, ne sont pas parallèles. Ceci est dû à l'angle opérationnel entre les ailes 15a et I5b et les ensembles de rotor basculant 17a et 17b. On doit cependant noter que dans le cas de certains aéronefs à rotor basculant l'axe 45 et l'axe 51 peuvent être parallèles sans
affecter notablement la fonctionnalité du bras de butée 35.
La portion de jambe 39 a une hauteur verticale ou épaisseur t sélectionnée, mesurée à partir d'une surface inférieure 91 jusqu'à une surface supérieure 93. Il est préférable que l'épaisseur t de la portion de jambe 39 aille en se rétrécissant vers l'intérieur à partir de la portion de coin 41 jusqu'aux branches de fourche 53a et 53b de telle façon que la portion de jambe 39 ait une section transversale verticale ou un profil d'épaisseur sélectionné. Bien que l'épaisseur t soit illustrée comme allant en rétrécissant d'une manière linéaire, on comprendra que cette épaisseur t peut varier d'une façon non
linéaire, telle qu'elliptique, en créant ainsi un profil d'épaisseur non linéaire.
l est préférable que le bras de butée 35 soit réalisé en un matériau rigide dont la raideur en flexion, dans un plan vertical de la portion de jambe 39, peut varier sélectivement en fonction de l'épaisseur t, du profil d'épaisseur correspondant et de la longueur 1. Il est préférable que la largeur w de la portion de jambe 39 n'ait pas un effet notable sur la raideur en flexion de la portion de jambe 39. Par exemple, si le bras de butée 35 est réalisé en titane, s'il a une longueur 1 d'environ 178 millimètres, une hauteur h d'environ 63,5 millimètres et une épaisseur t variant d'environ 16,8 millimètres à proximité de la portion de coin 41 jusqu'à environ 9,6 millimètres à proximité des branches de fourche 53a et 53b, la portion de jambe 39 a alors une raideur en flexion
verticale allant d'environ 345 MPa à environ 1035 MPa.
Du fait que la largeur w de la portion de jambe 39 n'a pas d'effet notable sur la raideur en flexion verticale de la portion de jambe 39, la raideur en flexion verticale de la portion de jambe 39 peut être déterminée sélectivement en modifiant la longueur I et l'épaisseur t de la portion de jambe 39. Autrement dit, le bras de butée 35 peut être "accordé" pour avoir une raideur en flexion verticale sélectionnée, en modifiant le profil ln l 2797248 d'épaisseur de la portion de jambe 39. Il est clair que la raideur en flexion verticale de la portion de jambe 39 augmente lorsque l'épaisseur t augmente. Ainsi, avec des matériaux similaires, la raideur en flexion verticale de la portion de jambe 39 est supérieure pour un profil d'épaisseur ayant une épaisseur variable t1 que pour un profil d'épaisseur ayant une épaisseur variable t inférieure à t", et la raideur en flexion verticale de la portion de jambe 39 est inférieure pour un profil d'épaisseur ayant une épaisseur variable t2 que pour un
profil d'épaisseur ayant une épaisseur variable t supérieure à t2.
Si on se réfère maintenant à la figure 4, on voit que l'ensemble de butée 31 assemblé de la figure 2B est accouplé à un ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 du rotor basculant. L'ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 du rotor basculant est disposé dans chaque ensemble de rotor basculant 17a,17b (voir les figures 1A et lB). Les ensembles de boîte de vitesse et de transmission 101 du rotor basculant entraînent les moyeux 19a et 19b des rotors. Chaque ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 est adapté de manière à être accouplé à un ensemble de butée 31, de préférence par l'inclusion de goujons 103 disposés sur une portion d'accouplement 104. Les goujons 103 sont alignés avec les moyens de montage 36 de l'élément de base 33 et ils viennent se loger d'une manière amovible dans ceux-ci. Une saillie anti-cisaillement 105 est solidaire de l'élément de base 33 afin de constituer un support additionnel à l'encontre des forces de cisaillement agissant entre l'ensemble de butée 31 et l'ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 du rotor basculant. Un canevas léger 107, de préférence en résine époxy, adhère à l'élément de base 33 afin d'assurer une protection contre l'usure. Une cale solide 109, réalisée de préférence en un matériau métallique, est disposée entre le canevas léger 107 de l'élément de base 33 et la portion d'accouplement 104 de l'ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 du
rotor basculant de manière à permettre une possibilité de réglage.
Si on se réfère maintenant à la figure 5, on voit qu'elle représente une vue en perspective éclatée d'un ensemble de berceau 111 de l'ensemble d'arrêt vers le bas accordable, de faible hauteur, suivant la présente invention. L'ensemble de berceau 111 comporte une portion d'attache 113 et une portion de restriction du mouvement de lacet ou bloc à section en V 115. La portion d'attache 113 est réalisée de préférence en un
12 2797248
matériau métallique rigide tel que l'aluminium. Le bloc à section en V 115 est supporté dans une portion en forme d'auge 117 de la portion d'attache 113. Le bloc à section en V est fixé d'une manière réglable à la portion d'attache 113 au moyen d'organes de fixation constitués de préférence par des vis 119. La portion en forme d'auge 117 est garnie de préférence d'au moins une cale d'épaisseur 121. Les cales d'épaisseur 121 sont de préférence des peaux en aluminium qui permettent un réglage vertical etlatéral de l'emplacement du bloc à section en V 115. Une plaque entretoise 123 est disposée sur une face interne avant 125 de la portion en forme d'auge 117 afin de permettre un réglage vers l'avant ou vers l'arrière de l'emplacement du bloc à section en V 115. La plaque entretoise 123 est nécessaire uniquement sur la face interne avant 125 parce que les ensembles de rotor basculant 17a et 17b exercent, sur le bloc à section en V 115, des forces dirigées vers l'avant. La plaque entretoise 123 comporte de préférence un revêtement en résine époxy. La plaque entretoise 123 est fixée à la portion en forme
d'auge 117 par des moyens de fixation traditionnels 127 tels que des vis ou rivets.
Le bloc à section en V 115 est réalisé en un matériau métallique rigide tel que l'aluminium. Le bloc à section en V 115 comporte une portion d'interface de butée 129, en forme de V arrondi, configurée de manière à recevoir librement la portion d'extrémité 49 de la portion postérieure 37 lorsque cette portion d'extrémité 49 tourne vers le bas avec chaque ensemble de rotor basculant 17a, 17b. La portion d'interface de butée 129 comporte des surfaces inclinées 130a et 130b qui convergent de manière à former une auge longitudinale 130c. L'auge 130c s'étend d'une manière générale transversalement par rapport aux charges latérales ou aux charges de mouvement en lacet, ainsi qu'il est illustré sur la figure 2B. Du fait que la portion d'interface de butée 129 est soumise à des charges oscillatoires de vibrations provenant de la portion d'extrémité 49, il est préférable que la portion d'interface de butée 129 ait une surface très dure pour résister à une rupture de fatigue. Ainsi, il est préférable que le bloc à section en V 115 soit réalisé en un matériau métallique dur et qu'au moins la portion d'interface de butée 129 soit revêtue d'un matériau très dur tel que le carbure de tungstène. Pour assurer que le bloc à section en V 115 ne se déplace pas par rapport à la portion d'attache 113, il est préférable que le bloc à section en V 115 soit revêtu d'une matière adhésive, telle qu'une résine époxy, sur
13 2797248
toutes les surfaces qui sont en contact avec les cales d'épaisseur 121. La portion d'attache
113 comporte des ouvertures de montage 131.
Il est préférable que la portion d'extrémité 49 soit forcée contre le bloc à section en V 115, restreignant le mouvement de lacet, sous une précharge sélectionnée, même en présence de charges dynamiques, tandis que l'aéronef à rotor basculant 1 1 se trouve dans le mode avion. De cette façon, la précharge sélectionnée est transférée de l'ensemble de berceau 1 1 à l'aile 1 Sa. Tant que la précharge sélectionnée est maintenue, l'aéronef à rotor basculant 11 demeure stable dans le mode avion. Si la précharge sélectionnée n'est pas maintenue, l'aéronef à rotor basculant 11 devient instable par suite des charges oscillatoires. La présente invention fournit un moyen pour détecter, commander et maintenir la précharge sélectionnée entre les ensembles de rotor basculant 17a et 17b et les ailes 1 Sa et 15b, même en présence de charges dynamiques en vol. Si on se réfère maintenant à la figure 6, on voit qu'elle représente l'ensemble de berceau 111 accouplé à l'aile 1 Sa. La portion d'attache 113 de l'ensemble de berceau 111 est adaptée de manière à pouvoir être fixée à au moins un longeron de l'aile et à au moins
une travée de l'aile. L'ensemble de berceau 111 ne fait pas saillie à l'intérieur de l'aile 15a.
De préférence, la portion d'attache 113 est fixée à un longeron avant 135 de l'aile et à une travée externe 137 de l'aile par des moyens.de fixation 133, tels que vis' ou rivets, passant à travers les ouvertures de montage 131. Ainsi qu'il est illustré, la portion en forme d'auge 117 peut s'étendre en porte-à-faux vers l'extérieur, au-delà de la travée externe 137 de l'aile, pour assurer que la particularité à faible hauteur de la présente invention soit maintenue et pour permettre une déformation induite par la précharge sélectionnée ainsi qu'il sera décrit d'une façon plus détaillée plus loin. La portion d'attache 113 est configurée de manière à permettre l'attache de l'ensemble de berceau 111 aux ailes 15a et 15b sans interférence avec d'autres composants de l'aile 15a tels qu'une ouverture 139 à travers laquelle passe un arbre 143 (figure 7) d'un actionneur de conversion. En fonctionnement, les ensembles de rotor basculant 17a et 17b sont tournés vers le bas à partir du mode hélicoptère (figure lB) jusqu'au mode avion (figure lA). Du fait que l'ensemble de butée 31 est accouplé à l'ensemble de boîte de vitesse et de
14 2797248
transmission 101 du rotor basculant au moyen de la portion d'accouplement 104, lorsque les ensembles de rotor basculant 17a et 17b atteignent la position correspondant au mode avion, les portions d'extrémité 49 de la portion postérieure 37 du bras de butée 35 viennent en contact avec les blocs à section en V 115. Il est préférable que les ensembles de rotor basculant 17a et 17b reçoivent une précharge vers le bas sélectionnée provenant de l'actionneur de conversion 141 (figure 7) de telle façon que les portions d'extrémité 49 demeurent en contact avec les blocs à section en V 115. Tant que la précharge sélectionnée est maintenue, chaque portion d'extrémité 49 ne se déplace pas par rapport au bloc à section en V 115 et les charges de lacet ou charges latérales sont effectivement restreintes. Suivant une forme d'exécution préférée de la présente invention, le bloc à section en V 115 ne verrouille ou bloque pas la portion d'extrémité 49. Il convient de noter toutefois que des mécanismes de verrouillage ou de blocage peuvent être désirables dans certaines situations ou installations. Ainsi qu'il est illustré, l'ensemble de berceau 111 enveloppe le longeron avant 135 de l'aile et la travée externe 137 de l'aile. Ceci
permet à l'ensemble de berceau 111 de conserver une faible hauteur.
Si on se réfère maintenant à la figure 7, on voit qu'elle représente les composants des figures 2A-6 d'une façon assemblée. Des actionneurs de conversion hydrauliques traditionnels 141 sont utilisés pour faire basculer les ensembles de rotor basculant 17a et 17b entre le mode hélicoptère et le mode avion. Les actionneurs de conversion 141 pivotent autour des arbres 143 tandis que les actionneurs de conversion 141 font basculer les ensembles de rotor basculant 17a et 17b en exerçant des forces sur des adaptateurs 147. Les ensembles de rotor basculant 17a et 17b pivotent autour d'arbres 147 qui passent à travers les portions arrière 149 des ailes 15a et 15b. Il convient de noter que l'ensemble de berceau 111 peut être fixé à la portion d'accouplement 104 de l'ensemble de boîte de vitesse et de transmission 101 du rotor basculant et que l'ensemble de butée 31 peut être fixé aux ailes 15a et 15b sans affecter la fonctionnalité, la
possibilité d'accord ou la particularité à faible hauteur de la présente invention.
Si on se réfère maintenant aux figures 8A et 8B, on voit qu'elles représentent l'actionneur de conversion 141 à la fois dans le mode avion (figure 8A) et dans le mode hélicoptère (figure 8B). L'actionneur de conversion 141 est de préférence un actionneur
2797248
du type vis à billes comportant un cylindre rétractable 151 et une tige extensible 153 qui
porte une patte de connexion 155 pour son accouplement avec les adaptateurs 145.
L'actionneur de conversion 141 force l'ensemble de rotor basculant 17a contre l'aile lSa et il produit la précharge sélectionnée entre l'ensemble de rotor basculant 17a et l'aile 1 Sa. La grandeur de la force et de la précharge varie en fonction de l'application. Pour un aéronef à rotor basculant 11, les valeurs préférées de la force et de la précharge sélectionnée ainsi que les tolérances préférées dépendent de plusieurs facteurs tels que le coût, le poids et la complexité. Néanmoins, les tolérances permises par l'actionneur de conversion 141 sont une amélioration notable par rapport aux méthodes de précharge suivant la technique antérieure. Il en est ainsi parce que la précharge n'a pas besoin d'être inutilement élevée, ce qui exigerait un support structural additionnel et par conséquent
un coût et un poids additionnels.
Si on se réfère maintenant à la figure 9, on voit qu'elle représente l'ensemble de butée 31 et l'ensemble de berceau 111 pressés l'un contre l'autre, c'est-à-dire dans le mode avion. L'actionneur de conversion 141 produit une précharge s'exerçant vers le bas sur l'ensemble de berceau 111. Par suite de la précharge exercée vers le bas, la portion en forme d'auge 117, en porte-à-faux, de l'ensemble de berceau 111 est fléchie d'une manière générale vers le bas ce qui se traduit par l'existence de moments de flexion et de forces de cisaillement dans l'ensemble de berceau 111. Il en résulte que des déformations provoquées par la flexion et le cisaillement, proportionnelles à la précharge vers le bas exercée à l'arrêt, sont créées dans l'ensemble de berceau 11!. Ces déformations et de préférence les déformations dues au cisaillement sont détectées directement par une pluralité de modules de capteur 161, de préférence au nombre de trois, qui sont fixés à l'ensemble de berceau 111. Les modules de capteur 161 sont alignés d'une façon généralement parallèle de manière à fournir des mesures redondantes de la précharge vers le bas à l'arrêt. Chaque module de capteur 161 est installé au moyen d'un support d'indexation et de localisation 163 et il demeure fixé à celui-ci. Le support d'indexation et de localisation 163 assure que les modules de capteur 161 sont installés et alignés d'une façon correcte. Chaque module de capteur 161 est relié électriquement à un ordinateur
de commande du vol traditionnel, séparé, non représenté.
16 2797248
Si on se réfère maintenant à la figure 10A, on voit qu'elle représente schématiquement un module de capteur 161. Chaque module de capteur 161 comporte une pluralité de jauges de contrainte, de préférence au nombre de quatre, à savoir les jauges SGI,SG2,SG3 et SG4, et un circuit associé 170 de conditionnement des signaux des jauges de contrainte, qui est de préférence installé dans la même enveloppe et qui a une entrée d'alimentation 170a et une sortie de signal 170b. Ainsi qu'il est représenté, les quatre jauges de contrainte SG1,SG2,SG3 et SG4 sont connectées dans un circuit en pont 171. Si nécessaire, des résistances additionnelles (figure IOB) peuvent être exigées
pour compléter le pont et permettre les réglages de la tension d'offset et de la sensibilité.
Les jauges de contrainte SG1,SG2,SG3 et SG4 sont disposées physiquement et connectées électriquement de manière à répondre aux déformations provoquées par la précharge vers le bas à l'arrêt et de préférence aux déformations en cisaillement dans l'ensemble de berceau 111. L'agencement physique et électrique est également conçu de manière à annuler toutes les déformations dans l'ensemble de berceau 111 à l'exception
de celles produites par la précharge vers le bas à l'arrêt.
Si on se réfère maintenant à la figure O10B, on voit qu'elle représente un circuit électrique 200 de conditionnement des signaux des jauges de contrainte. Le pont de jauges de contrainte dans chaque module de capteur 161 est relié électriquement au circuit électrique 200 de conditionnement des signaux des jauges de contrainte qui est à son tour relié à un ordinateur de commande du vol. Le circuit électrique 200 de conditionnement des signaux des jauges de contrainte reçoit un signal d'entrée électrique, de préférence une tension continue différentielle, provenant du pont de jauges de contrainte associé 171 dans le module de capteur 161. Le signal d'entrée est conditionné, traité et amplifié par le circuit électrique 200 de conditionnement des signaux des jauges de contrainte. Un signal de sortie électrique, de préférence une tension continue, est
émis, à la sortie 170b, vers l'ordinateur de commande du vol associé.
En fonctionnement, lorsque la portion en forme d'auge 117 est fléchie, la déformation provoquée par la charge d'arrêt vers le bas est détectée directement par les modules de capteur 161. La déformation provoquée par la précharge amène chaque module de capteur 161 à produire des signaux proportionnels à la précharge d'arrêt vers
17 2797248
le bas. Les signaux provenant des modules de capteur 161 sont envoyés à l'ordinateur de commande du vol associé o ils sont traités et comparés. A partir de la pluralité des mesures de la précharge on obtient une valeur unique de la précharge et de préférence une moyenne. Cette mesure de la précharge moyenne est ensuite traitée et comparée à une plage acceptable prédéterminée. La plage acceptable prédéterminée est choisie de manière à assurer une précharge appropriée, entre l'ensemble de rotor basculant 17a et l'aile 15a, pour maintenir la stabilité de l'aéronef tout en évitant une surcharge d'une partie quelconque de la structure. De cette façon, les modules de capteur 161 et les jauges de contrainte sont utilisés pour mesurer directement une charge combinée à la fois
statique et dynamique variable dans l'aéronef à rotor basculant 11.
Si un module de capteur 161 émet un signal erroné, les ordinateurs de commande du vol sont préprogrammés de manière à ignorer ce signal. Par exemple, si un module de capteur 161 indique une déformation notable dans l'ensemble de berceau 111 tandis que l'aéronef à rotor basculant 11 se trouve.dans le mode hélicoptère, les signaux provenant de ce module de capteur 161 sont ignorés et non considérés. Si les signaux provenant d'un module de capteur 161 indiquent que la charge.entre l'ensemble de butée 31 et l'ensemble de berceau 111 est inférieure à une valeur prédéterminée qui es.t exigée pour maintenir la stabilité de l'aéronef, alors les ordinateurs de commande du vol envoient un signal d'alarme au pilote et un signal approprié à l'actionneur de conversion 141 de manière à accroître la force exercée par l'ensemble de butée 31 sur l'ensemble de berceau 111. De la même façon, si les signaux provenant des modules de capteur 161 indiquent que la précharge entre l'ensemble de butée 31 et l'ensemble de berceau 111 est supérieure à une valeur prédéterminée nécessaire pour le maintien de la stabilité de l'aéronef, les ordinateurs de commande du vol envoient alors un signal d'alarme au pilote et un signal approprié à l'actionneur de conversion 141 afin de diminuer la force exercée par l'ensemble de butée 31 sur l'ensemble de berceau 111. Ainsi, la présente invention fournit un système de commande en boucle fermée pour détecter, maintenir et commander la précharge entre l'ensemble de rotor basculant 17a et l'aile 15a, en utilisant une pluralité de modules de capteur 161 redondants reliés à des ordinateurs de commande du vol.
18 2797248
Il doit être clair, d'après ce qui précède, que l'invention procure des avantages significatifs. La prévision d'un ensemble de butée 31 en forme de L, avec une portion postérieure 37 verticale courte et une portion de jambe 39 horizontale plus longue, qui peut être "accordée" sélectivement, simplement en modifiant son épaisseur, permet à la présente invention d'absorber ou d'amortir des charges oscillatoires de vibrations sans une intrusion dans les ailes, tout en maintenant une faible hauteur. L'utilisation de jauges de contrainte pour mesurer directement la déformation provoquée par la précharge d'un ensemble d'arrêt vers.le bas fournit un moyen de détecter, maintenir et commander la précharge entre un ensemble de rotor basculant et une aile dans le mode avion, en assurant le maintien de la stabilité de l'aéronef Bien que la présente invention ait été décrite à propos de la détection de la précharge entre un ensemble de rotor basculant et une aile, il doit être entendu que la présente invention peut être utilisée dans n'importe quelle application qui implique une détection, un maintien et une commande d'une précharge sélectionnée entre deux composants massifs mobiles l'un par rapport à l'autre. Des exemples d'autres applications comprennent des aéronefs à ailes rétractables, des aéronefs avec d'autres composants rétractables, tels que des ensembles de radar, des navires comportant des composants
rétractables similaires et des télescopes de grande dimension.
19 2797248
Claims (19)
1. Appareil pour maintenir une précharge sélectionnée entre des éléments (3 1,11 1) mobiles l'un par rapport à l'autre, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un actionneur (141) pour créer une force entre les éléments (31,111) de telle façon que l'un au moins des éléments soit déformé, cette force produisant la précharge sélectionnée entre les éléments (31,111), au moins un module de capteur (161) fixé à l'un au moins des éléments (31,111) afin de détecter la déformation dans celui-ci et de produire un signal correspondant, et au moins un microprocesseur relié au ou aux modules de capteur (161) pour interpréter le signal, le microprocesseur traitant ce signal et envoyant un signal de commande au ou aux actionneurs (141) pour amener ce ou ces actionneurs (141) à augmenter la force si cette force est inférieure à la précharge sélectionnée ou à
diminuer la force si cette force est supérieure à la précharge présélectionnée.
2. Appareil suivant la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de modules de capteur (161) alignés suivant une disposition parallèle, chaque
module de capteur (161) comprenant une pluralité de jauges de contrainte.
3. Appareil suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce
que les éléments mobiles l'un par rapport à l'autre sont constitués par une cellule (13)
d'un aéronef et un élément d'une aile (15a,15b).
4. Appareil suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce
que les éléments mobiles l'un par rapport à l'autre sont constitués par une cellule (13)
d'un aéronef et un élément d'un ensemble de radar.
5. Appareil suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce
que les éléments mobiles l'un par rapport à l'autre sont constitués par un navire et un
ensemble détecteur.
6. Appareil suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce
que les éléments mobiles l'un par rapport à l'autre sont constitués par une cellule (13)
d'un aéronef à rotor basculant (11) et un ensemble de rotor basculant (17a).
7. Aéronef à rotor basculant comprenant une cellule (13), au moins un élément d'aile (15a, 15b) relié à la cellule (13), un ensemble de rotor basculant (17a, 17b) monté à pivotement sur le ou les éléments d'aile et un ensemble d'arrêt vers le bas disposé entre
2797248
l'ensemble de rotor basculant et le ou les éléments d'aile (1Sa, 15b), caractérisé en ce qu'il comporte au moins un actionneur (141) pour faire pivoter l'ensemble de rotor basculant (1 7a) par rapport au ou aux éléments d'aile (1 5a) et pour créer une force entre l'ensemble de rotor basculant (17a) et le ou les éléments d'aile (15a) de telle façon que l'ensemble d'arrêt vers le bas soit déformé et qu'une précharge sélectionnée soit produite entre l'ensemble de rotor basculant (17a) et le ou les éléments d'aile (l5a), au moins un module de capteur (161) fixé à l'ensemble d'arrêt vers le bas afin de détecter la déformation dans celui-ci et de produire un signal correspondant, et au moins un microprocesseur relié au ou aux modules de capteur (161) pour interpréter le signal, le microprocesseur traitant ce signal et envoyant un signal de commande au ou aux actionneurs (141) pour amener ce ou ces actionneurs (141) à augmenter la force si cette force est inférieure à la précharge sélectionnée ou à diminuer la force si cette force est supérieure à la précharge présélectionnée.
8. Aéronef suivant la revendication 7 caractérisé en ce que la force est augmentée et diminuée par des charges dynamiques produites pendant le vol.
9. Aéronef suivant la revendication 7 caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de modules de capteur redondants (161) alignés suivant une disposition parallèle, chaque module de capteur (161) comprenant une pluralité de jauges de contrainte.
10. Aéronef suivant l'une quelconque dés revendications 7 à 9 caractérisé en ce
que l'ensemble d'arrêt vers le bas comprend une première portion (31) fixée à l'ensemble de rotor basculant (17a) et une seconde portion (111) fixée au ou aux éléments d'aile (15a), la seconde portion (111) étant configurée de manière à recevoir librement la
première portion (31).
11. Aéronef suivant la revendication 10 caractérisé en ce que le ou les modules
de capteur (161) sont fixés à la seconde portion (111).
12. Aéronef suivant l'une quelconque des revendications 10 ou.1 1 caractérisé en
ce que la seconde portion (111) comprend une portion en porte-à-faux (117) adaptée de manière à recevoir le ou les modules de capteur (161) et un bloc à section en V (115) porté par la portion en porte-à-faux (117), le bloc à section en V (115) étant adapté de
21 2797248
manière à recevoir librement la première portion (31), la portion en porte-à-faux (117)
étant déformée par la force.
13. Aéronef suivant l'une quelconque des revendications 7 à 12 caractérisé en ce
que l'ensemble d'arrêt vers le bas isole et absorbe les charges oscillatoires produites par l'ensemble de rotor basculant (17a).
14. Aéronef suivant la revendication 13 caractérisé en ce que les charges oscillatoires sont des charges dues à un mouvement de tangage et des charges dues à un
mouvement de lacet.
15. Aéronef suivant la revendication 14 caractérisé en ce que les charges dues au mouvement de tangage sont isolées et absorbées par la première portion (31) et les charges dues au mouvement de lacet sont isolées et absorbées par le bloc à section en V
(115).
16. Procédé pour maintenir, dans un aéronef à rotor basculant (11) comportant une cellule (13), au moins un élément d'aile (15a,15b) relié à la cellule (13) et un ensemble de rotor basculant (17a,17b) relié à pivotement à l'élément ou aux éléments d'aile, une précharge sélectionnée entre l'ensemble de rotor basculant (17a,17b) et le ou les éléments d'aile (15a,15b), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à prévoir au moins un actionneur (141) pour faire pivoter l'ensemble de rotor basculant (17a,17b) par rapport à l'élément ou aux éléments d'ailes (15a,15b), à disposer un ensemble d'arrêt vers le bas entre l'ensemble de rotor basculant (17a,17b) et le ou les éléments d'ailes (15a, 15b), à coupler au moins un module de capteur (161) à l'ensemble d'arrêt vers le bas, à relier électriquement au moins un microprocesseur au ou aux modules de capteur (161), à faire pivoter l'ensemble de rotor basculant (17a, 17b) par rapport à l'élément ou aux éléments d'aile (15a,15b) au moyen de l'actionneur (141), à créer une force entre l'ensemble de rotor basculant (17a, 17b) et le ou les éléments d'aile (15a, 15b), à déformer l'ensemble d'arrêt vers le bas par la force, à détecter la déformation dans l'ensemble d'arrêt vers le bas au moyen du ou des modules de capteur (161) et à produire un signal correspondant, à interpréter le signal au moyen du microprocesseur, à envoyer un signal de commande, à partir du microprocesseur, vers le ou les actionneurs (141) en réponse au signal, à augmenter la force, au moyen de l'actionneur (141), si la
22 2797248
force est inférieure à la précharge sélectionnée, et à diminuer la force, au moyen de
l'actionneur (141), si la force est supérieure à la précharge sélectionnée.
17. Procédé suivant la revendication 16 caractérisé en ce que la force est augmentée et diminuée par des charges dynamiques produites pendant le vol.
18. Procédé suivant la revendication 16 caractérisé en ce que l'étape de couplage d'au moins un module de capteur (161) à l'ensemble d'arrêt vers le bas est réalisé en couplant une pluralité de modules de capteur (161) redondants à l'ensemble d'arrêt vers le bas, suivant une disposition parallèle, chaque module de capteur (161)
comprenant une pluralité de jauges de contrainte.
19. Procédé suivant la revendication 16 caractérisé en ce que l'étape consistant à disposer un ensemble d'arrêt vers le bas entre l'ensemble de rotor basculant (17a, 17b) et le ou les éléments d'aile (15a, 15b) est réalisée en disposant une première portion (31) sur l'ensemble de rotor basculant (17a, 1 7b) et en disposant une seconde portion (111) sur le
ou les éléments d'aile (15a,15b).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/369,820 US6220545B1 (en) | 1999-08-06 | 1999-08-06 | Method and apparatus for sensing preload in a tilt rotor downstop |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2797248A1 true FR2797248A1 (fr) | 2001-02-09 |
| FR2797248B1 FR2797248B1 (fr) | 2005-01-21 |
Family
ID=23457071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0010260A Expired - Lifetime FR2797248B1 (fr) | 1999-08-06 | 2000-08-03 | Procede et appareil pour detecter une precharge dans un dispositif d'arret vers le bas d'un rotor d'un aeronef a rotor basculant |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6220545B1 (fr) |
| JP (1) | JP2001071997A (fr) |
| KR (1) | KR100423070B1 (fr) |
| CA (1) | CA2314836A1 (fr) |
| DE (1) | DE10037537B4 (fr) |
| FR (1) | FR2797248B1 (fr) |
| GB (1) | GB2352840B (fr) |
| IT (1) | IT1318724B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104176251A (zh) * | 2014-08-25 | 2014-12-03 | 北京航空航天大学 | 一种用于小型倾转旋翼机的发动机小角度倾转机构 |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6378849B1 (en) | 2001-04-13 | 2002-04-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for mounting motors |
| US7972114B2 (en) * | 2008-03-04 | 2011-07-05 | Karem Aircraft, Inc. | Composite blade root structure |
| WO2009126905A1 (fr) * | 2008-04-11 | 2009-10-15 | Karem Aircraft, Inc. | Actionnement d'un basculement pour un giravion |
| US8496434B2 (en) * | 2009-05-21 | 2013-07-30 | Textron Innovations Inc. | Differential pitch-control to optimize co-rotating stacked rotor performance |
| ITTO20090632A1 (it) * | 2009-08-11 | 2011-02-12 | Santino Pancotti | Convertiplano |
| CN101837195B (zh) * | 2010-01-21 | 2012-02-08 | 罗之洪 | 一种垂直起降的模型飞机 |
| EP2551193B1 (fr) | 2011-07-29 | 2016-04-13 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Avion convertible |
| EP2551190B1 (fr) | 2011-07-29 | 2013-11-20 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Avion convertible |
| US8662442B2 (en) * | 2011-11-01 | 2014-03-04 | Textron Innovations Inc. | Active prop rotor stability system |
| DE102013001852A1 (de) | 2013-01-29 | 2014-07-31 | Gerd Beierlein | Fluggerät |
| US9638592B2 (en) * | 2014-10-09 | 2017-05-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Differential motion sensor |
| JP6714911B2 (ja) * | 2016-03-08 | 2020-07-01 | 国立大学法人京都大学 | ティルトウイング形態無人飛行機 |
| US10318903B2 (en) | 2016-05-06 | 2019-06-11 | General Electric Company | Constrained cash computing system to optimally schedule aircraft repair capacity with closed loop dynamic physical state and asset utilization attainment control |
| 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 |
| US11505313B2 (en) * | 2019-10-29 | 2022-11-22 | Textron Innovations Inc. | Conversion actuation systems and methods for tiltrotor aircraft |
| US11840330B2 (en) * | 2021-02-24 | 2023-12-12 | Textron Innovations Inc. | Downstop load sensing system |
| US11973454B2 (en) * | 2021-12-02 | 2024-04-30 | Textron Innovations Inc. | Preload control system |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2814451A (en) * | 1955-11-23 | 1957-11-26 | Bell Aircraft Corp | Convertible aircraft |
| GB2093191A (en) * | 1981-02-12 | 1982-08-25 | Fiat Trattori Spa | Force measurement device for controlling the position of an implement towed by a tractor |
| US5086882A (en) * | 1989-08-30 | 1992-02-11 | Hitachi, Ltd. | Elevator apparatus provided with guiding device used for preventing passenger cage vibration |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3628394A (en) | 1970-02-09 | 1971-12-21 | Sperry Rand Corp | Operator-manipulative control apparatus |
| SE368369B (fr) | 1972-10-18 | 1974-07-01 | Saab Scania Ab | |
| US4715773A (en) * | 1985-06-04 | 1987-12-29 | Clemson University | Method and apparatus for repositioning a mislocated object with a robot hand |
| US4891942A (en) * | 1988-06-27 | 1990-01-09 | Sundstrand Corporation | Hydraulically powered actuator for maintaining a member under preload |
| US5092539A (en) * | 1989-10-13 | 1992-03-03 | Bell Helicopter Textron Inc. | Jam resistant ball screw actuator |
| US5054716A (en) * | 1989-10-16 | 1991-10-08 | Bell Helicopter Textron Inc. | Drive system for tiltrotor aircraft |
| US5128671A (en) | 1990-04-12 | 1992-07-07 | Ltv Aerospace And Defense Company | Control device having multiple degrees of freedom |
| US5686672A (en) * | 1990-12-10 | 1997-11-11 | Klauber; Robert D. | Stress and load variation detector |
| US5440499A (en) * | 1993-02-18 | 1995-08-08 | Rasmussen; Robert F. | Continuous duty press monitoring system |
| US5868351A (en) * | 1996-05-23 | 1999-02-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor blade stowing system |
| JP3069840B2 (ja) | 1996-10-16 | 2000-07-24 | 住友重機械工業株式会社 | トグル式電動射出成形機における型締力制御装置 |
| US5705757A (en) * | 1996-10-21 | 1998-01-06 | C. A. Lawton | Apparatus and method for measuring torque and power |
-
1999
- 1999-08-06 US US09/369,820 patent/US6220545B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-08-01 KR KR10-2000-0044582A patent/KR100423070B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2000-08-02 DE DE10037537A patent/DE10037537B4/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-02 CA CA002314836A patent/CA2314836A1/fr not_active Abandoned
- 2000-08-03 GB GB0018821A patent/GB2352840B/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-03 FR FR0010260A patent/FR2797248B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2000-08-04 IT IT2000MI001820A patent/IT1318724B1/it active
- 2000-08-04 JP JP2000236443A patent/JP2001071997A/ja active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2814451A (en) * | 1955-11-23 | 1957-11-26 | Bell Aircraft Corp | Convertible aircraft |
| GB2093191A (en) * | 1981-02-12 | 1982-08-25 | Fiat Trattori Spa | Force measurement device for controlling the position of an implement towed by a tractor |
| US5086882A (en) * | 1989-08-30 | 1992-02-11 | Hitachi, Ltd. | Elevator apparatus provided with guiding device used for preventing passenger cage vibration |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104176251A (zh) * | 2014-08-25 | 2014-12-03 | 北京航空航天大学 | 一种用于小型倾转旋翼机的发动机小角度倾转机构 |
| CN104176251B (zh) * | 2014-08-25 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | 一种用于小型倾转旋翼机的发动机小角度倾转机构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2352840A (en) | 2001-02-07 |
| ITMI20001820A0 (it) | 2000-08-04 |
| GB0018821D0 (en) | 2000-09-20 |
| US6220545B1 (en) | 2001-04-24 |
| GB2352840B (en) | 2003-11-26 |
| DE10037537B4 (de) | 2008-10-09 |
| KR20010049959A (ko) | 2001-06-15 |
| KR100423070B1 (ko) | 2004-03-18 |
| CA2314836A1 (fr) | 2001-02-06 |
| JP2001071997A (ja) | 2001-03-21 |
| ITMI20001820A1 (it) | 2002-02-04 |
| IT1318724B1 (it) | 2003-09-10 |
| DE10037537A1 (de) | 2001-02-15 |
| FR2797248B1 (fr) | 2005-01-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2797248A1 (fr) | Procede et appareil pour detecter une precharge dans un dispositif d'arret vers le bas d'un rotor d'un aeronef a rotor basculant | |
| CA2914331C (fr) | Rotor arriere de giravion, giravion equipe d'un tel rotor arriere et procede d'equilibrage statique et/ou dynamique d'un rotor arriere de giravion | |
| FR2761660A1 (fr) | Dispositif de commande individuelle des pales de rotor de voilures tournantes d'aeronefs avec plateaux cycliques multiples | |
| FR2768996A1 (fr) | Dispositif a plateaux cycliques de commande du pas des pales d'un rotor avec entraineur de plateau tournant | |
| FR2719554A1 (fr) | Rotor anti-couple caréné à pales flottantes. | |
| EP3702278B1 (fr) | Dispositif de renvoi assiste et aeronef | |
| FR3102974A1 (fr) | Procédé et dispositif pour élargir le domaine de vol d'un avion de ligne | |
| EP3291367B1 (fr) | Système de montage de deux pièces dans un dispositif de transmission de mouvement | |
| EP0359624B1 (fr) | Dispositif de commande inviduelle du pas des pales de rotors de giravions, par vérins linéaires tournants | |
| EP1201537B1 (fr) | Timonerie pour gouverne d'aéronef | |
| FR2660617A1 (fr) | Rotor principal d'helicoptere. | |
| BE1026012B1 (fr) | Ensemble pour aeronef comprenant une surface portante mobile portée par un arbre d'actionnement traversant une fente equipée d'un joint d'etanchéité a efficacité de scellement améliorée | |
| WO2020136356A1 (fr) | Dispositif d'application d'effort pour un manche de pilotage d'un aéronef | |
| FR2770828A1 (fr) | Dispositif a plateaux cycliques de commande du pas des pales d'un rotor avec plateau non-tournant articule sur une rotule centrale | |
| FR2933068A1 (fr) | Pale pour reduire les mouvements en trainee de ladite pale et procede pour reduire un tel mouvement en trainee. | |
| FR3001198A1 (fr) | Structure de suspension a geometrie variable d'un turbopropulseur sur un element structurel d'un aeronef | |
| FR3053956B1 (fr) | Gouverne crocodile pour aeronef | |
| FR3059364A1 (fr) | Systeme de suspension d'un premier element annulaire dans un deuxieme element annulaire de turbomachine et turbomachine correspondante | |
| EP3381800B1 (fr) | Rotor de giravion incluant un ensemble de plateaux cycliques et deux compas tournants | |
| FR3051770A1 (fr) | Mecanisme de retour d'effort pour un minimanche de pilotage d'un aeronef, ainsi que dispositif de pilotage d'un aeronef, comportant un tel mecanisme | |
| EP0549455A1 (fr) | Dispositif de palier élastomérique cylindrique à grand débattement angulaire | |
| WO2021064333A1 (fr) | Système de commande de calage cyclique de pales | |
| FR2797430A1 (fr) | Aeronef a rotor basculant comportant un ensemble d'arret vers le bas du rotor basculant | |
| EP3898406B1 (fr) | Systeme de propulsion ou de positionnement dynamique cycloidal pour un navire | |
| EP3702271B1 (fr) | Atterrisseur motorise et aeronef |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 18 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 19 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 20 |