FR3014837A1 - GIRAVION EQUIPPED WITH AN ANTICOUPLE REAR ROTOR PARTICIPATING IN THE SUSTENTATION OF THE GIRAVION BY CYCLIC VARIATION OF THE PAST OF THE PALES DUDIT ROTOR REAR - Google Patents
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Abstract
L'invention a pour objet un giravion (1) équipé d'un rotor arrière (3) anticouple dont l'orientation de l'axe d'entraînement (6) en rotation est constante et dont le disque rotor est principalement disposé latéralement au giravion (1). Un mécanisme de manœuvre des pales (8) du rotor arrière (3) comporte un plateau de commande (27) tournant placé en prise avec les pales (8) et manœuvrable par un couple de tiges de commande (21,22) coaxiales orientées suivant l'axe d'entraînement (6) du rotor arrière (3). Une manœuvre individuelle en translation des tiges de commande (21,22) conjointement suivant une même course provoque une variation collective du pas des pales (8). Un déplacement relatif en translation des tiges de commande (21,22) provoque une inclinaison du plateau de commande (27) et par suite une variation cyclique du pas des pales (8) procurant un apport en sustentation et/ou subsidiairement un apport de propulsion en translation du giravion par le rotor arrière (3) par pivotement des tiges de commande autour de l'axe d'entraînement (6) du rotor arrière (3).The invention relates to a rotorcraft (1) equipped with a rear rotor (3) anti-torque whose orientation of the drive shaft (6) in rotation is constant and whose rotor disk is mainly disposed laterally to the rotorcraft (1). A mechanism for operating the blades (8) of the rear rotor (3) comprises a rotating control plate (27) placed in engagement with the blades (8) and operable by a pair of coaxial control rods (21, 22) oriented according to the drive shaft (6) of the rear rotor (3). An individual maneuver in translation of the control rods (21,22) jointly following the same stroke causes a collective variation of the pitch of the blades (8). A relative displacement in translation of the control rods (21,22) causes an inclination of the control plate (27) and consequently a cyclic variation of the pitch of the blades (8) providing a levitation contribution and / or alternatively a contribution of propulsion in translation of the rotorcraft by the rear rotor (3) by pivoting the control rods around the drive shaft (6) of the rear rotor (3).
Description
Giravion équipé d'un rotor arrière anticouple participant à la sustentation du giravion par variation cyclique du pas des pales dudit rotor arrière. La présente invention est du domaine des giravions et relève plus spécifiquement des rotors anticouple à axe d'entraînement en rotation sensiblement horizontal équipant les giravions. Un tel rotor anticouple procure typiquement une stabilisation et un guidage en lacet du giravion, en contrant un couple en lacet généré par un rotor principal à axe d'entraînement en rotation sensiblement vertical fournissant au moins la sustentation du giravion. Le rotor anticouple relevant de la présente invention est plus spécifiquement installé à l'extrémité d'une poutre de queue du giravion. Le disque rotor formé par la voilure tournante dudit rotor anticouple est principalement orienté verticalement et longitudinalement en étant disposé latéralement à la poutre de queue du giravion, de sorte que le rotor anticouple génère une composante vectorielle transversale de poussée procurant en vol le contrôle en lacet du giravion. Les notions de « latéral » ou autrement dit « disposé de côté », de « transversal » et de « vertical » sont des notions relatives communément identifiées dans le domaine des giravions par rapport à la notion de « longitudinal » définie selon l'extension générale du giravion au sol typiquement considérée longitudinalement d'avant en arrière.A rotorcraft equipped with an anti-torque rear rotor participating in the lift of the rotorcraft by cyclic variation of the pitch of the blades of said rear rotor. The present invention is in the field of rotorcraft and relates more specifically anti-torque rotors with substantially horizontal rotation drive shaft equipping the rotorcraft. Such an anti-torque rotor typically provides stabilization and yaw steering of the rotorcraft, counteracting a yaw torque generated by a main rotor with a substantially vertical rotation drive shaft providing at least the lift of the rotorcraft. The anti-torque rotor of the present invention is more specifically installed at the end of a tail boom of the rotorcraft. The rotor disk formed by the rotary wing of said anti-torque rotor is mainly oriented vertically and longitudinally by being disposed laterally to the tail boom of the rotorcraft, so that the anti-torque rotor generates a transverse vector component of thrust providing in flight the yaw control of rotorcraft. The notions of "lateral" or otherwise "sideways", "transversal" and "vertical" are relative notions commonly identified in the field of rotorcraft with respect to the notion of "longitudinal" defined by the general extension rotorcraft typically considered longitudinally from front to back.
Dans leur généralité, les rotors de giravion comprennent typiquement une voilure tournante composée de pales radialement réparties autour d'un moyeu. Le moyeu est entraîné en rotation par l'intermédiaire d'une chaîne de transmission de puissance mécanique en prise avec un groupe de motorisation équipant le giravion. La voilure tournante mue en rotation définit classiquement un disque rotor délimité entre les extrémités des pales entraînées en rotation par le moyeu. Concernant les rotors, il est typiquement fait distinction entre l'axe d'entraînement en rotation du rotor et l'axe de rotation géométrique du rotor. En effet, l'axe d'entraînement en rotation du rotor est notamment identifié par l'axe de rotation du moyeu porteur de la voilure tournante, tandis que l'axe de rotation du rotor correspond à l'axe géométrique de rotation du disque rotor formé par la voilure tournante du rotor.In general, the rotorcraft rotors typically comprise a rotary wing composed of blades radially distributed around a hub. The hub is rotated by means of a mechanical power transmission chain engaged with a motorization unit fitted to the rotorcraft. The rotating wing rotates in a conventional manner defines a rotor disk delimited between the ends of the blades driven in rotation by the hub. Concerning the rotors, it is typically made distinction between the axis of rotation of the rotor and the axis of geometric rotation of the rotor. Indeed, the rotational drive axis of the rotor is in particular identified by the axis of rotation of the bearing hub of the rotary wing, while the axis of rotation of the rotor corresponds to the geometric axis of rotation of the rotor disk. formed by the rotating wing of the rotor.
Les pales sont individuellement montées sur le moyeu par l'intermédiaire de pieds de pale respectifs. Les pieds de pale peuvent être intégrés aux pales ou être formés de bras de montage sur lesquels sont rapportées les pales. Un tel bras de montage est par exemple agencé en manchon.The blades are individually mounted on the hub by means of respective blade roots. The blade feet can be integrated with the blades or be formed of mounting arms on which are reported the blades. Such a mounting arm is for example arranged in a sleeve.
Les pales d'un rotor de giravion sont manoeuvrables en pivotement sur elles-mêmes par un pilote du giravion, autour d'un axe de variation de pas orienté suivant la direction générale d'extension des pales. Le pivotement des pales autour de leur axe de variation de pas est provoqué par l'intermédiaire d'un mécanisme de manoeuvre des pales actionnable par une chaîne cinématique mise en oeuvre par le pilote générant des commandes de vol. Ledit pilote peut être un pilote humain ou un pilote automatique. Pour provoquer le pivotement des pales autour de leur axe de variation de pas, les pieds de pale sont individuellement montés en pivotement sur le moyeu au moins autour de l'axe de variation de pas des pales. Les pieds de pale sont chacun équipés d'un levier de pas pour leur mise en prise individuelle avec ledit mécanisme de manoeuvre par l'intermédiaire d'une bielle de manoeuvre qui leur est affectée.The blades of a rotorcraft rotor are operable to pivot on themselves by a pilot of the rotorcraft, around an axis of variation of pitch oriented in the general direction of extension of the blades. The pivoting of the blades around their pitch variation axis is caused by means of a blade actuating mechanism actuated by a kinematic chain implemented by the pilot generating flight controls. Said driver may be a human pilot or an autopilot. To cause the blades to pivot about their pitch variation axis, the blade legs are individually pivotally mounted on the hub at least about the pitch pitch axis of the blades. The blade feet are each equipped with a step lever for their individual engagement with said operating mechanism via a rod which is assigned to them.
Ces dispositions sont telles que le pilote peut faire varier l'incidence des pales des différents rotors équipant le giravion pour modifier la propulsion et/ou l'attitude en vol du giravion suivant ses différentes directions d'extension comprenant la direction d'extension longitudinale, la direction d'extension transversale et/ou la direction d'extension verticale. Classiquement, les giravions sont équipés d'au moins un rotor principal à axe d'entraînement en rotation sensiblement vertical procurant au moins leur sustentation et/ou leur guidage suivant la direction verticale d'extension du giravion. Dans le cas spécifique des hélicoptères, le rotor principal procure non seulement la sustentation du giravion, mais aussi sa propulsion suivant de quelconques directions de progression et le changement d'attitude du giravion en tangage et en roulis. 15 A cet effet, les pales du rotor principal sont manoeuvrables par le pilote en pivotement autour de leur axe de variation de pas. Pour modifier la portance procurée par le rotor principal, le pilote génère des commandes de vol faisant varier collectivement le pas des pales du rotor principal. Pour modifier l'attitude du giravion en tangage 20 et/ou en roulis, le pilote génère des commandes de vol faisant varier cycliquement le pas des pales du rotor principal. Concernant le rotor principal, ledit mécanisme de manoeuvre des pales autour de leur axe de variation de pas comprend fréquemment un plateau oscillant monté sur un mât porteur du rotor 25 principal suivant son axe d'entraînement. Le plateau oscillant est composé d'un plateau inférieur porteur en superposition coaxiale d'un plateau supérieur. Le plateau inférieur est monté fixe en rotation autour de l'axe d'entraînement du rotor principal. Le plateau supérieur est monté tournant autour de l'axe d'entraînement du rotor 30 principal, en étant placé en prise avec le moyeu par l'intermédiaire d'une structure articulée, telle qu'agencée en compas par exemple.These arrangements are such that the pilot can vary the incidence of the blades of the various rotors fitted to the rotorcraft to modify the propulsion and / or the flight attitude of the rotorcraft in its various directions of extension including the direction of longitudinal extension, the transverse extension direction and / or the vertical extension direction. Classically, the rotorcraft are equipped with at least one main rotor with substantially vertical rotation drive shaft providing at least their lift and / or guidance in the vertical direction of extension of the rotorcraft. In the specific case of helicopters, the main rotor provides not only the lift of the rotorcraft, but also its propulsion following any directions of progression and the change of attitude of the rotorcraft in pitch and roll. For this purpose, the blades of the main rotor are maneuverable by the pilot pivoting about their pitch variation axis. To change the lift provided by the main rotor, the pilot generates flight controls collectively varying the pitch of the main rotor blades. To change the attitude of the rotorcraft in pitch and / or roll, the pilot generates flight controls cyclically varying the pitch of the main rotor blades. With regard to the main rotor, said blade actuating mechanism around their pitch variation axis frequently comprises an oscillating plate mounted on a main bearing mast of the main rotor along its drive axis. The swash plate is composed of a carrier lower plate in a coaxial superposition of an upper plate. The lower plate is rotatably mounted around the drive axis of the main rotor. The upper platen is rotatably mounted about the drive axis of the main rotor, being engaged with the hub by means of an articulated structure, such as arranged in a compass for example.
Par ailleurs, le plateau inférieur est monté mobile sur le mât en translation et en nutation. Le plateau inférieur est manoeuvrable par le pilote par des bielles de commande selon trois lignes de commande de vol distinctes. Le plateau supérieur est relié à chacun des pieds de pale par des bielles de manoeuvre en prises respectives avec les leviers dont les pieds de pale sont chacun équipés. Un tel agencement du plateau oscillant lui confère une mobilité axiale tout en étant oscillant dans tous les sens en rotule, pour provoquer la variation du pas des pales selon les commandes de vol opérées par le pilote. Il ressort de ces dispositions que le plateau oscillant peut être placé par le pilote suivant une quelconque orientation dans l'espace par rapport au mât. Un déplacement en translation du plateau oscillant le long du mat provoque une variation collective du pas des pales permettant de modifier la sustentation procurée par le rotor principal et permettant de faire varier l'attitude en vol du giravion selon sa direction verticale d'extension. Un basculement du plateau oscillant par rapport au mât selon la position individuelle des pales en azimut, provoque une variation cyclique du pas des pales permettant de modifier l'attitude en vol du giravion en tangage et/ou en roulis. Par ailleurs, les giravions sont classiquement équipés d'un dispositif anticouple procurant une stabilisation du giravion en lacet en contrant le couple en lacet généré par le rotor principal. Un tel dispositif anticouple est par ailleurs exploité pour guider le giravion en lacet. Les dispositifs anticouple équipant les giravions sont fréquemment installés à l'extrémité d'une poutre de queue du giravion. Un dispositif anticouple pour giravion est par exemple du type à propulsion d'air ou plus communément est formé d'un rotor arrière à axe d'entraînement en rotation sensiblement horizontal.Furthermore, the lower plate is movably mounted on the mast in translation and nutation. The lower plate can be operated by the pilot by means of control rods according to three separate flight control lines. The upper plate is connected to each of the blade feet by maneuvering rods respectively taken with the levers whose blade feet are each equipped. Such an arrangement of the swash plate gives it an axial mobility while being oscillating in all directions in ball joint, to cause the variation of the pitch of the blades according to the flight controls operated by the pilot. It follows from these provisions that the swash plate can be placed by the pilot in any orientation in the space relative to the mast. A displacement in translation of the swash plate along the mat causes a collective variation of the pitch of the blades to modify the lift provided by the main rotor and to vary the flight attitude of the rotorcraft in its vertical direction of extension. Tilting of the swash plate relative to the mast according to the individual position of the blades in azimuth, causes a cyclic variation of the blade pitch to change the flight attitude of the rotorcraft in pitch and / or roll. In addition, rotorcraft are conventionally equipped with an anti-torque device providing stabilization of the rotorcraft in yaw by controlling the yaw torque generated by the main rotor. Such an anti-torque device is also used to guide the rotorcraft in yaw. The anti-torque devices on rotorcraft are frequently installed at the end of a rotorcraft tail boom. An anti-torque device for a rotorcraft is for example of the air-propulsion type or more commonly is formed of a rear rotor with a substantially horizontal rotation drive shaft.
Concernant un tel rotor arrière, le disque rotor formé par la voilure du rotor arrière est principalement orienté verticalement et longitudinalement en étant notamment disposé latéralement à la poutre de queue du giravion. Ces dispositions sont telles que le rotor arrière génère une poussée comportant principalement une composante vectorielle transversale pour procurer le contrôle en lacet du giravion. La stabilisation et le guidage en lacet du giravion sont régulés par une variation collective du pas des pales du rotor arrière, provoquant une variation de l'amplitude de la poussée générée par le rotor arrière. A cet effet, le rotor arrière est équipé d'un dit mécanisme de manoeuvre de ses pales autour de leur axe de variation de pas. Selon une forme classique de réalisation, un tel mécanisme de 15 manoeuvre équipant un rotor arrière comprend une tige de commande montée mobile en translation sur un châssis de montage du rotor arrière sur la poutre de queue. Un tel châssis est notamment formé d'une boite de transmission de puissance mécanique à renvoi d'angle reliant le rotor arrière à un arbre moteur orienté orthogonalement par 20 rapport à l'axe d'entraînement du rotor arrière. La tige de commande s'étend à l'intérieur du moyeu en étant montée fixe en rotation. La tige de commande est manoeuvrable en translation par l'intermédiaire d'une bielle de commande mise en oeuvre par le pilote selon une ligne de commande affectée au 25 contrôle de l'attitude en lacet du giravion. Un plateau de commande est monté tournant sur la tige de commande et est porteur de bielles de manoeuvre placées en prises respectives avec les leviers équipant individuellement les pieds de pale porteurs des pales du rotor arrière. Ces dispositions sont telles 30 qu'une manoeuvre en translation de la tige de commande par le pilote provoque une variation collective du pas des pales du rotor arrière.With regard to such a rear rotor, the rotor disc formed by the wing of the rear rotor is mainly oriented vertically and longitudinally, in particular being arranged laterally to the tail boom of the rotorcraft. These arrangements are such that the rear rotor generates a thrust mainly comprising a transverse vector component to provide the yaw control of the rotorcraft. Stabilization and yaw control of the rotorcraft are regulated by a collective variation of the pitch of the rear rotor blades, causing a variation in the amplitude of the thrust generated by the tail rotor. For this purpose, the rear rotor is equipped with a said mechanism for maneuvering its blades around their pitch variation axis. According to a conventional embodiment, such an actuating mechanism fitted to a rear rotor comprises a control rod mounted movably in translation on a mounting frame of the rear rotor on the tail boom. Such a frame is formed in particular of a mechanical power transmission box with an angle transmission connecting the rear rotor to a motor shaft oriented orthogonally with respect to the drive axis of the rear rotor. The control rod extends inside the hub being mounted fixed in rotation. The control rod is operable in translation by means of a control rod implemented by the pilot along a control line assigned to control the yaw attitude of the rotorcraft. A control plate is rotatably mounted on the control rod and carries operating rods placed in respective holds with the levers individually equipping the blade legs carrying the blades of the rear rotor. These arrangements are such that a maneuver in translation of the control rod by the pilot causes a collective variation of the pitch of the blades of the rear rotor.
Par ailleurs, les efforts pour mouvoir en pivotement les pales des différents rotors équipant le giravion pouvant être importants, il peut être utile d'assister le pilote dans les efforts à fournir pour manoeuvrer les pales. A cet effet, il est courant d'exploiter des servocommandes placées sur les différentes lignes de commande pour faire varier le pas des pales des différents rotors. Plus particulièrement, les servocommandes peuvent assister un pilote humain vis-à-vis des efforts qu'il doit fournir pour faire varier le pas des pales par l'intermédiaire d'une chaîne mécanique de transmission de puissance. Les servocommandes peuvent encore être avantageusement pilotées en fonction de commandes de vol générées par un pilote automatique. Dans ce contexte, il est apparu que l'exploitation du rotor arrière pouvait être optimisée en utilisant la poussée fournie par le rotor arrière non seulement pour stabiliser et guider le giravion en lacet, mais aussi pour participer à sa propulsion en translation. Plus particulièrement, le rotor arrière peut être exploité non seulement pour contrôler l'attitude en lacet du giravion, mais aussi pour former une hélice propulsive du giravion en translation.Moreover, the efforts to pivot the blades of the various rotors equipping the rotorcraft may be important, it may be useful to assist the pilot in the efforts to provide to maneuver the blades. For this purpose, it is common to use servo controls placed on the various control lines to vary the pitch of the blades of the different rotors. More particularly, the servocontrols can assist a human pilot vis-à-vis the efforts he must provide to vary the pitch of the blades through a mechanical power transmission chain. The servocontrols can still be advantageously controlled according to flight commands generated by an autopilot. In this context, it appeared that the operation of the tail rotor could be optimized by using the thrust provided by the tail rotor not only to stabilize and guide the rotorcraft in yaw, but also to participate in its propulsion in translation. More particularly, the tail rotor can be operated not only to control the yaw attitude of the rotorcraft, but also to form a propeller propeller of the rotorcraft in translation.
Cependant pour former une telle hélice propulsive en translation, le disque rotor formé par la voilure du rotor arrière doit être principalement orienté verticalement en étant incliné par rapport à l'orientation du plan transversal d'extension du giravion. Une solution connue consiste à monter basculant le rotor arrière sur la poutre de queue, de sorte que le disque rotor puisse être diversement orienté selon l'exploitation qui est faite du rotor arrière. Plus particulièrement le rotor arrière peut être orienté entre une position d'orientation longitudinale-verticale du disque rotor et une position d'orientation transversale-verticale du disque rotor.However, to form such a propeller propeller in translation, the rotor disc formed by the wing of the rear rotor must be oriented mainly vertically by being inclined relative to the orientation of the transverse plane of extension of the rotorcraft. A known solution is to mount tilting the tail rotor on the tail boom, so that the rotor disc can be variously oriented according to the operation that is made of the tail rotor. More particularly, the rear rotor can be oriented between a position of longitudinal-vertical orientation of the rotor disk and a position of transverse-vertical orientation of the rotor disk.
En position d'orientation longitudinale-verticale, le disque rotor est orienté verticalement et longitudinalement suivant les directions d'extension verticale et longitudinale du giravion. Autrement dit en position d'orientation longitudinale-verticale, le disque rotor est disposé sensiblement perpendiculairement à la direction transversale d'extension du giravion. En position d'orientation transversale-verticale, le disque rotor est orienté verticalement en étant au moins incliné voire en étant disposé perpendiculairement par rapport à la direction d'extension longitudinale du giravion. Ces dispositions sont telles qu'en position d'orientation longitudinale-verticale du disque rotor, le rotor arrière est seulement exploité pour guider et stabiliser le giravion en lacet à l'encontre du couple en lacet généré par le rotor principal. Une manoeuvre en basculement du rotor arrière disposant le disque rotor en position d'orientation transversale-verticale permet alors une exploitation de la poussée produite par le rotor arrière pour participer à la propulsion du giravion en translation. On pourra à ce propos se reporter au document FR2969577 (EUROCOPTER), qui divulgue de telles modalités de basculement d'un rotor arrière orientant sélectivement le disque rotor entre une orientation longitudinale-verticale et une orientation transversale-verticale de part et d'autre d'une orientation neutre. Une autre solution connue consiste à orienter en permanence le disque rotor formé par la voilure du rotor arrière en position longitudinale-verticale en étant plus spécifiquement orienté orthogonalement à la direction d'extension longitudinale du giravion, puis à faire varier collectivement et/ou cycliquement le pas des pales selon les besoins. On pourra à ce propos se reporter au document FR1484732 (DORNIER WERKE Gmbh), qui divulgue de telles modalités d'exploitation d'un rotor arrière.In the longitudinal-vertical orientation position, the rotor disk is oriented vertically and longitudinally along the directions of vertical and longitudinal extension of the rotorcraft. In other words, in the position of longitudinal-vertical orientation, the rotor disk is disposed substantially perpendicular to the transverse direction of extension of the rotorcraft. In the position of transverse-vertical orientation, the rotor disk is oriented vertically being at least inclined or even being arranged perpendicularly to the direction of longitudinal extension of the rotorcraft. These arrangements are such that in longitudinal-vertical orientation position of the rotor disk, the rear rotor is only used to guide and stabilize the yawl rotor against the yaw torque generated by the main rotor. A tilting maneuver of the rear rotor having the rotor disc in the transverse-vertical orientation position then allows an exploitation of the thrust produced by the rear rotor to participate in the propulsion of the rotorcraft in translation. In this connection, reference may be made to document FR2969577 (EUROCOPTER), which discloses such tilting modalities of a rear rotor selectively orienting the rotor disc between a longitudinal-vertical orientation and a transverse-vertical orientation on either side of the rotor. a neutral orientation. Another known solution is to permanently orient the rotor disk formed by the rear rotor wing in longitudinal-vertical position being more specifically oriented orthogonal to the direction of longitudinal extension of the rotorcraft, then to vary collectively and / or cyclically the not blades as needed. In this connection, reference may be made to FR1484732 (DORNIER WERKE GmbH), which discloses such methods of operating a rear rotor.
Selon le document FR1484732, la variation du pas des pales est provoquée par la manoeuvre d'un disque oscillant à la manière du plateau oscillant classiquement utilisé pour faire varier le pas des pales d'un rotor principal. Une variation collective du pas des pales permet de réguler l'amplitude de la poussée produite par le rotor arrière et finalement permet de réguler la propulsion du giravion en translation par le rotor arrière. La stabilisation et le guidage en lacet du giravion sont obtenus par une variation cyclique du pas des pales du rotor arrière en association avec la mise en oeuvre d'un gouvernail. Un autre problème posé par les rotors de giravion réside dans un mouvement de battement des pales dans le plan général du disque rotor formé par la voilure. Concernant un rotor arrière, on pourra se reporter à ce propos 15 au document GB2274634 (WESTLAND HELICOPTERS), qui propose de contrer un tel mouvement de battement des pales d'un rotor arrière en provoquant une variation cyclique de leur pas. A cet effet selon GB2274634, une tige de commande est munie d'un plateau de manoeuvre des pales en pivotement autour de leur 20 axe de variation de pas. La tige de commande est montée conjointement tournante avec la voilure sur un châssis de montage du rotor arrière à l'extrémité d'une poutre de queue du giravion, en étant mobile en translation suivant l'axe d'entraînement du rotor arrière. En outre, la tige de commande est articulée en rotule et est 25 manoeuvrable en nutation par un actionneur pour provoquer une inclinaison du plateau de commande et ainsi faire varier cycliquement le pas des pales à chaque tour de rotation du rotor arrière. Une autre exploitation connue d'un rotor arrière de giravion consiste à assister le rotor principal pour procurer sa sustentation. A 30 cet effet, un rotor arrière est monté latéralement à l'extrémité de la poutre de queue d'un giravion de sorte que le disque rotor formé par sa voilure est disposé suivant une orientation longitudinale-penchée. Une telle orientation longitudinale-penchée est conférée au disque rotor par un montage du rotor arrière sur le giravion en disposant son axe d'entraînement de manière significativement inclinée par rapport au plan horizontal d'extension du giravion. En position d'orientation longitudinale-penchée du disque rotor, le rotor arrière procure non seulement principalement une stabilisation et un guidage en lacet du giravion par une composante vectorielle transversale de poussée, mais aussi un apport complémentaire de sustentation par une composante vectorielle verticale de poussée permettant d'augmenter la plage de centrage arrière du giravion. L'apport complémentaire de sustentation procuré par le rotor arrière est avantageux pour des cas de vol spécifiques, tels qu'en cas de transport de charges lourdes et/ou lorsque le giravion évolue en vol stationnaire ou à basses vitesses communément identifiées inférieures à 50 kt (50 noeuds). Il est cependant apparu à l'usage qu'un tel apport complémentaire de sustentation pouvait être néfaste sous certaines conditions de vol du giravion, telles que notamment en phase de vol 20 du giravion à des vitesses supérieures à 75 kt (75 noeuds). En effet en vol de croisière, un apport complémentaire de sustentation par le rotor arrière accroit inopportunément la bosse d'assiette (effet du souffle du rotor sur l'empennage du giravion), dégrade la stabilité du giravion et génère une consommation 25 excessive de carburant. En conséquence, l'exploitation permanente d'un rotor arrière pour procurer un apport complémentaire de sustentation est inopportune, notamment dans le cas où le giravion évolue aux vitesses de croisière voire encore lorsque le giravion n'est pas lourdement chargé. 30 Il apparaît qu'une recherche constante dans le domaine des giravions réside dans l'organisation d'un rotor arrière procurant non seulement un contrôle de l'attitude du giravion en lacet, mais aussi permettant de propulser le giravion suivant d'autres directions de progression, tel que suivant l'axe de gravité pour fournir un apport de sustentation du giravion ou tel que suivant les autres directions de progression du giravion en translation. Une telle recherche implique des choix relatifs aux exploitations faites de la poussée générée par le rotor arrière pour fournir prioritairement ou subsidiairement une poussée transversale, une poussée verticale ou une poussée horizontale. Cependant, un compromis doit être trouvé entre une telle recherche d'exploitation optimisée de la poussée fournie par le rotor arrière et la simplicité de structure du rotor arrière. En effet, il est à éviter de complexifier outre mesure l'organisation du rotor arrière au regard des avantages procurés en marge d'un choix fait de 15 l'exploitation prioritaire du rotor arrière pour contrôler l'attitude du giravion en lacet. La présente invention a pour objet un giravion équipé d'un rotor arrière à axe d'entraînement sensiblement horizontal procurant principalement un contrôle de l'attitude en lacet du giravion et 20 subsidiairement procurant selon les besoins une poussée suivant au moins une autre direction de progression du giravion. Dans ce contexte, il ne doit pas être perdu de vue la recherche dudit compromis précédemment visé. En outre, le passage d'une exploitation à l'autre de la poussée générée par le rotor arrière est 25 souhaité être procuré progressivement et temporairement selon les besoins, en évitant un déséquilibre du rotor arrière et/ou un risque de déstabilisation temporaire du giravion. Il doit aussi être évité d'alourdir outre mesure l'extrémité de la poutre de queue. Le giravion de la présente invention est équipé d'au moins un 30 rotor principal à axe d'entraînement en rotation sensiblement vertical et d'un rotor arrière anticouple à axe d'entraînement en rotation sensiblement horizontal. Ledit rotor arrière est monté à l'extrémité d'une poutre de queue du giravion par l'intermédiaire d'un châssis logeant des moyens de transmission de puissance mécanique entre un moyeu du rotor arrière et un arbre moteur orienté transversalement audit axe d'entraînement du rotor arrière. Un tel châssis est notamment formé par une boîte de transmission de puissance mécanique interposée entre le moyeu et l'arbre moteur qui s'étend classiquement le long de la poutre de queue du giravion. Le disque rotor formé par la voilure tournante du rotor arrière est principalement disposé suivant une orientation longitudinale-verticale (pour rappel disque rotor classiquement orienté verticalement et longitudinalement par rapport au giravion, en étant 15 typiquement disposé latéralement à la poutre de queue) de sorte que le rotor arrière est essentiellement générateur d'une composante vectorielle transversale de poussée contrôlant le comportement en lacet du giravion. Le rotor arrière est néanmoins apte à générer par ailleurs une 20 composante vectorielle verticale de poussée procurant un apport de sustentation du giravion en complément de la sustentation principalement fournie par ledit au moins un rotor principal. Ledit moyeu est porteur de ladite voilure composée d'une pluralité de pales montées individuellement mobiles sur le moyeu au 25 moins en pivotement autour d'un axe de variation de pas. Le rotor arrière est équipé d'un mécanisme de manoeuvre en pivotement des pales autour de leur dit axe de variation de pas conformément à des commandes de variation de pas générées par un pilote du giravion.According to the document FR1484732, the variation of the pitch of the blades is caused by the operation of an oscillating disk in the manner of the swash plate conventionally used to vary the pitch of the blades of a main rotor. A collective variation of the pitch of the blades makes it possible to regulate the amplitude of the thrust produced by the rear rotor and finally makes it possible to regulate the propulsion of the rotorcraft in translation by the rear rotor. Stabilization and yaw control of the rotorcraft are obtained by a cyclic variation of the pitch of the blades of the tail rotor in association with the implementation of a rudder. Another problem posed by the rotorcraft rotors lies in a flapping movement of the blades in the general plane of the rotor disc formed by the wing. With regard to a rear rotor, reference may be made to GB2274634 (WESTLAND HELICOPTERS), which proposes to counter such a flapping movement of the blades of a rear rotor by causing a cyclic variation of their pitch. For this purpose according to GB2274634, a control rod is provided with a blade actuating plate pivoting about their axis of variation of pitch. The control rod is mounted jointly rotating with the wing on a rear rotor mounting frame at the end of a tail boom of the rotorcraft, being movable in translation along the drive axis of the tail rotor. In addition, the control rod is hinged and swiveled by an actuator to cause tilting of the control plate and thereby cyclically vary the pitch of the blades at each revolution of rotation of the tail rotor. Another known operation of a rotorcraft rotor is to assist the main rotor to provide lift. To this end, a tail rotor is mounted laterally at the end of the tail boom of a rotorcraft so that the rotor disk formed by its blade is disposed in a longitudinal-tilted orientation. Such a longitudinal-leaning orientation is imparted to the rotor disk by mounting the rear rotor on the rotorcraft by arranging its drive shaft significantly inclined relative to the horizontal plane of extension of the rotorcraft. In the longitudinal-leaning position of the rotor disk, the rear rotor not only mainly provides stabilization and yaw steering of the rotorcraft by a transverse vector component of thrust, but also a complementary lift input by a vertical vector component of thrust to increase the rear centering range of the rotorcraft. The additional lift support provided by the tail rotor is advantageous for specific flight situations, such as when carrying heavy loads and / or when the rotorcraft is hovering or at low speeds commonly identified as less than 50 kt. (50 knots). However, it has become apparent that such additional lift may be detrimental under certain flight conditions of the rotorcraft, such as in particular in the flight phase of the rotorcraft at speeds above 75 kt (75 knots). In fact, during cruising flight, an additional support of lift by the rear rotor inadvertently increases the hump (effect of rotor blast on the empennage of the rotorcraft), degrades the stability of the rotorcraft and generates an excessive consumption of fuel. . Consequently, the permanent operation of a tail rotor to provide additional lift is untimely, particularly in the case where the rotorcraft is moving at cruising speeds or even when the rotorcraft is not heavily loaded. It appears that a constant search in the field of rotorcraft lies in the organization of a rear rotor providing not only a control of the attitude of the rotorcraft in yaw, but also making it possible to propel the rotorcraft along other directions of the rotorcraft. progression, such as along the axis of gravity to provide lift support of the rotorcraft or as following the other directions of progression of the rotorcraft in translation. Such research involves choices relating to the operations made of the thrust generated by the tail rotor to provide priority or alternatively a transverse thrust, a vertical thrust or a horizontal thrust. However, a compromise must be found between such a search for optimized operation of the thrust provided by the rear rotor and the structural simplicity of the rear rotor. Indeed, it is necessary to avoid overly complexifying the organization of the rear rotor with regard to the advantages provided in the margin of a choice made of the priority operation of the rear rotor to control the attitude of the rotorcraft in yaw. The subject of the present invention is a rotorcraft equipped with a rear rotor with a substantially horizontal drive axis, mainly providing a control of the yaw attitude of the rotorcraft and, alternatively, providing, as required, a thrust along at least one other direction of progression. of the rotorcraft. In this context, it must not be lost sight of the search for the aforementioned compromise. In addition, the passage from one operation to another of the thrust generated by the rear rotor is desired to be procured gradually and temporarily as required, avoiding an imbalance of the rear rotor and / or a risk of temporary destabilization of the rotorcraft . It should also be avoided to unduly burden the end of the tail boom. The rotorcraft of the present invention is equipped with at least one main rotor with a substantially vertical rotation drive shaft and an anti-torque rear rotor with substantially horizontal rotation drive shaft. Said rear rotor is mounted at the end of a tail boom of the rotorcraft through a frame housing mechanical power transmission means between a hub of the rear rotor and a motor shaft oriented transversely to said drive axis. rear rotor. Such a chassis is formed in particular by a mechanical power transmission box interposed between the hub and the motor shaft which conventionally extends along the tail boom of the rotorcraft. The rotor disk formed by the rotary wing of the rear rotor is mainly arranged in a longitudinal-vertical orientation (for rotor disk return conventionally oriented vertically and longitudinally with respect to the rotorcraft, being typically arranged laterally to the tail boom) so that the rear rotor is essentially generating a transverse vector component of thrust controlling the yaw behavior of the rotorcraft. The tail rotor is nevertheless able to generate, moreover, a vertical vector component of thrust providing lift support to the rotorcraft in addition to the lift mainly provided by the at least one main rotor. Said hub is carrying said wing composed of a plurality of blades mounted individually movable on the hub at least pivotally about a pitch variation axis. The rear rotor is equipped with a mechanism for maneuvering the blades around their said pitch variation axis in accordance with pitch variation commands generated by a pilot of the rotorcraft.
Il est compris que ledit pilote du giravion peut être indifféremment un pilote humain ou un pilote automatique dont la mise en oeuvre est commandée par le pilote humain. Ledit mécanisme de manoeuvre comprend un plateau de commande placé en prise tournante avec le moyeu. Le plateau de commande est muni de bielles de manoeuvre des pales en prises respectives avec des leviers équipant individuellement les pales. Le plateau de commande est monté tournant sur une tige principale de commande.It is understood that said pilot of the rotorcraft can be indifferently a human pilot or an autopilot whose implementation is controlled by the human pilot. Said operating mechanism comprises a control plate placed in rotating engagement with the hub. The control plate is provided with rods for maneuvering the blades in respective sockets with levers individually equipping the blades. The control plate is rotatably mounted on a main control rod.
Ladite tige principale est montée coaxiale et mobile en translation suivant l'axe d'entraînement du rotor arrière, en étant manoeuvrable en translation par un premier actionneur dont la mise en oeuvre est régulée par des moyens de commande conformément aux commandes de variation de pas générées par un pilote du giravion provoquant au moins une variation collective du pas des pales du rotor arrière. Selon la présente invention, l'axe d'entraînement du rotor arrière est disposé suivant une orientation constante sensiblement horizontale et orthogonale à l'orientation du plan vertical s'étendant suivant la direction longitudinale d'extension du giravion. Par ailleurs et toujours selon la présente invention, ledit mécanisme de manoeuvre comprend : -) ledit plateau de commande monté tournant sur la tige principale par l'intermédiaire d'un plateau annexe fixe en rotation sur lui-même et monté pivotant sur la tige principale autour d'un axe de pivotement orienté transversalement à l'axe de rotation du moyeu. Bien évidemment, ledit axe de rotation du moyeu est confondu avec l'axe d'entraînement du rotor arrière. -) une tige secondaire de manoeuvre en pivotement du plateau annexe autour dudit axe de pivotement, la tige secondaire étant montée mobile en translation suivant l'axe de rotation du moyeu. -) un deuxième actionneur de manoeuvre en translation de la tige 5 secondaire suivant l'axe de rotation du moyeu. -) lesdits moyens de commande générateurs de commandes coordonnées de l'activation du premier actionneur et du deuxième actionneur, dont la mise en oeuvre est régulée par lesdites commandes de variation de pas générées par le pilote du giravion. Ces dispositions sont telles qu'un déplacement conjoint simultané à courses égales en translation de la tige secondaire et de la tige principale provoque une variation collective du pas des pales régulant l'amplitude de ladite composante vectorielle transversale de poussée. 15 Par ailleurs, un déplacement relatif en translation entre la tige secondaire et la tige principale incline le plateau annexe en position penchée par rapport à un plan orthogonal à l'axe d'entraînement du rotor arrière. Une telle inclinaison du plateau annexe en position penchée provoque une variation cyclique du pas des pales 20 génératrice au moins de ladite composante vectorielle verticale de poussée fournie par le rotor arrière, procurant au besoin ledit apport de sustentation du giravion par le rotor arrière. Plus particulièrement, l'inclinaison du plateau annexe et par suite du plateau de commande en position penchée provoque une 25 inclinaison du disque rotor formé par la voilure tournante du rotor arrière en une position longitudinale-penchée par rapport à l'orientation du plan horizontal d'extension du giravion. L'apport en sustentation du giravion par le rotor arrière n'est pas obtenue telle que classiquement par montage du rotor arrière sur la poutre de queue du giravion en orientant son axe d'entraînement de manière penchée par rapport à l'orientation du plan horizontal d'extension du giravion, mais par l'intermédiaire des manoeuvres en translation combinées par les moyens de commande de la tige de commande principale et de la tige de commande secondaire provoquant ou non selon les besoins une variation cyclique du pas des pales. La mise en oeuvre du mécanisme de manoeuvre est régulée par les moyens de commande de sorte que non seulement l'amplitude de la poussée générée par le rotor arrière est classiquement contrôlée par une variation de pas collectif des pales, mais aussi de sorte que la poussée générée par le rotor arrière est répartie temporairement et/ou progressivement selon les besoins entre ladite composante vectorielle transversale de poussée, considérée prioritaire pour procurer le contrôle en lacet du giravion, et ladite composante vectorielle verticale de poussée procurant ledit apport de sustentation. Ladite répartition peut être opérée par le pilote selon différents cas de vol du giravion en fonction de la masse de la charge embarquée à bord du giravion et/ou en fonction des conditions de centrage arrière de la masse du giravion prenant notamment en compte l'embarquement d'emports en soute et/ou par élingage, et/ou en fonction de la vitesse de progression du giravion notamment identifiée conforme à une progression du giravion en vol stationnaire et/ou à basses vitesses. Par exemple, un apport de sustentation du giravion par le rotor arrière est particulièrement avantageux au décollage du giravion porteur de charges lourdes, et/ou dans le cas où le giravion évolue en vol stationnaire et/ou à basses vitesses.Said main rod is coaxially mounted and movable in translation along the drive axis of the rear rotor, being operable in translation by a first actuator whose implementation is regulated by control means in accordance with the pitch variation commands generated. by a pilot of the rotorcraft causing at least a collective variation of the pitch of the blades of the tail rotor. According to the present invention, the drive shaft of the rear rotor is disposed in a constant orientation substantially horizontal and orthogonal to the orientation of the vertical plane extending in the longitudinal direction of extension of the rotorcraft. Furthermore and always according to the present invention, said operating mechanism comprises: -) said control plate rotatably mounted on the main rod by means of a fixed auxiliary plate rotating on itself and pivotally mounted on the main stem around a pivot axis oriented transversely to the axis of rotation of the hub. Of course, said axis of rotation of the hub coincides with the drive axis of the rear rotor. -) a secondary rod for pivoting operation of the ancillary plate about said pivot axis, the secondary rod being movably mounted in translation along the axis of rotation of the hub. -) a second drive actuator in translation of the secondary rod 5 along the axis of rotation of the hub. -) said control command generating means coordinated the activation of the first actuator and the second actuator, the implementation of which is regulated by said pitch variation commands generated by the pilot of the rotorcraft. These arrangements are such that a simultaneous displacement with equal races in translation of the secondary rod and the main rod causes a collective variation of the pitch of the blades regulating the amplitude of said transverse vector component of thrust. Furthermore, a relative displacement in translation between the secondary rod and the main rod inclines the auxiliary plate in the tilted position relative to a plane orthogonal to the drive axis of the rear rotor. Such inclination of the auxiliary plate in the tilted position causes a cyclic variation of the pitch of the generator blades at least 20 of said vertical vector component of thrust provided by the rear rotor, providing if necessary said contribution of lift of the rotorcraft by the rear rotor. More particularly, the inclination of the auxiliary plate and consequently of the control plate in the tilted position causes an inclination of the rotor disk formed by the rotary wing of the tail rotor in a longitudinal position-bent with respect to the orientation of the horizontal plane of the rotor. extension of the rotorcraft. The levitation contribution of the rotorcraft by the tail rotor is not obtained as conventionally by mounting the tail rotor on the tail boom of the rotorcraft by orienting its drive axis in a manner bent with respect to the orientation of the horizontal plane extension of the rotorcraft, but by means of the translational maneuvers combined by the control means of the main control rod and the secondary control rod causing or not as required a cyclic variation of the pitch of the blades. The implementation of the operating mechanism is regulated by the control means so that not only the amplitude of the thrust generated by the rear rotor is conventionally controlled by a collective pitch variation of the blades, but also so that the thrust generated by the rear rotor is distributed temporarily and / or progressively as required between said transverse vector thrust component, considered a priority to provide the yaw control of the rotorcraft, and said vertical vector component of thrust providing said lift contribution. Said distribution can be made by the pilot according to different cases of flight of the rotorcraft according to the mass of the load on board the rotorcraft and / or depending on the rear centering conditions of the mass of the rotorcraft taking into account, in particular, boarding of cargo in the hold and / or by slinging, and / or according to the speed of progression of the rotorcraft in particular identified in accordance with a progression of the rotorcraft hovering and / or low speeds. For example, a contribution of levitation of the rotorcraft by the rear rotor is particularly advantageous at takeoff of the heavy load rotorcraft, and / or in the case where the rotorcraft evolves hovering and / or at low speeds.
Par exemple encore, la régulation de l'apport de sustentation du giravion par le rotor arrière facilite la tenue d'assiette du giravion par le pilote et la gestion du centrage arrière de la masse du giravion, notamment en cas d'embarquement d'emports de masses potentiellement diverses. L'apport régulé de sustentation du giravion par le rotor arrière permet d'éviter l'utilisation d'un empennage horizontal basculant et permet d'augmenter la marge de manoeuvre du giravion à l'atterrissage vis-à-vis d'un touché au sol d'une béquille équipant classiquement l'extrémité de la poutre de queue. L'organisation du mécanisme de manoeuvre est structurellement simple et procure un montage équilibré du rotor arrière sur la poutre de queue. Un tel montage équilibré est obtenu par un montage et une mobilité de la tige principale et de la tige secondaire suivant l'orientation de l'axe d'entraînement du rotor arrière. A partir d'une architecture simplifiée du mécanisme de 15 manoeuvre des pales, la charge du rotor principal procurant essentiellement la sustentation du giravion est potentiellement assistée selon les besoins par ledit apport de sustentation par le rotor arrière. Les modalités de montage du rotor arrière sur la poutre de queue et les modalités de régulation desdites composantes 20 vectorielles de la poussée générée par le rotor arrière sont structurellement simples, ce qui évite un alourdissement de l'extrémité de la poutre de queue et ce qui permet la réalisation industrielle du rotor arrière à des coûts compétitifs. En outre, le mécanisme de manoeuvre peut être facilement 25 adapté pour procurer aussi une exploitation de la poussée fournie par le rotor arrière pour générer un apport de propulsion du giravion en translation. A cet effet, la tige principale et la tige secondaire sont avantageusement montées conjointement mobiles en rotation autour 30 de l'axe d'entraînement du rotor arrière. Au moins la tige principale, sinon aussi la tige secondaire, sont manoeuvrables par un troisième actionneur en pivotement coaxial sur elles-mêmes autour de l'axe de rotation du moyeu, la mise en oeuvre du troisième actionneur étant placée sous la dépendance desdits moyens de commande.For example still, the regulation of the contribution of lift of the rotorcraft by the rear rotor makes it easier for the pilot to maintain attitude of the rotorcraft and the management of the rear centering of the mass of the rotorcraft, in particular in the case of embarkation of the gates. potentially diverse masses. The controlled contribution of levitation of the rotorcraft by the rear rotor makes it possible to avoid the use of a tilting horizontal stabilizer and makes it possible to increase the margin of maneuver of the rotorcraft on landing vis-à-vis a touchdown. floor of a crutch conventionally equipping the end of the tail boom. The organization of the operating mechanism is structurally simple and provides a balanced mounting of the tail rotor on the tail boom. Such a balanced assembly is obtained by mounting and mobility of the main rod and the secondary rod according to the orientation of the drive shaft of the rear rotor. From a simplified architecture of the blade maneuvering mechanism, the main rotor load essentially providing the lift of the rotorcraft is potentially assisted as needed by said lift provision by the tail rotor. The mounting of the rear rotor on the tail boom and the regulation of said vector components 20 of the thrust generated by the tail rotor are structurally simple, which avoids a heavier end of the tail boom and what allows the industrial realization of the rear rotor at competitive costs. In addition, the operating mechanism can be easily adapted to also provide an exploitation of the thrust provided by the rear rotor to generate propulsion of the rotorcraft in translation. For this purpose, the main rod and the secondary rod are advantageously mounted jointly mobile in rotation about the drive axis of the rear rotor. At least the main rod, if not also the secondary rod, are operable by a third actuator pivotally coaxial about themselves around the axis of rotation of the hub, the implementation of the third actuator being placed under the control of said means of ordered.
Tel que précédemment mentionné, le plateau annexe peut être manoeuvré en position penchée par rapport au plan orthogonal à l'axe d'entraînement du rotor arrière par la mise en oeuvre dudit déplacement relatif entre la tige principale et la tige secondaire. Le plateau annexe étant incliné suivant ladite position penchée, une manoeuvre en pivotement sur elle-même au moins de la tige principale par le troisième actionneur provoque un changement d'orientation angulaire du plateau annexe autour de l'axe d'entraînement du rotor arrière. Ledit changement d'orientation angulaire du plateau annexe en position penchée provoque une 15 variation cyclique du pas des pales génératrice d'une composante vectorielle longitudinale de poussée fournie par le rotor arrière, par inclinaison du disque rotor par rapport au plan transversal d'extension du giravion. Le mécanisme de manoeuvre procurant principalement le 20 contrôle de l'attitude en lacet du giravion et au besoin un apport complémentaire de sustentation du giravion, est aisément adapté afin de procurer en outre une exploitation secondaire de la poussée générée par le rotor arrière pour fournir un apport régulé de propulsion du giravion en translation par ladite composante 25 vectorielle longitudinale de poussée. Ladite exploitation secondaire est obtenue sans complexifier outre mesure l'architecture du mécanisme de manoeuvre, à partir de la mise en rotation des tiges de commande par le troisième actionneur manoeuvrant au moins la tige principale en rotation.As previously mentioned, the auxiliary plate can be operated in a leaning position relative to the plane orthogonal to the drive axis of the rear rotor by the implementation of said relative displacement between the main rod and the secondary rod. The auxiliary plate being inclined in said bent position, a maneuver pivoting on itself at least the main rod by the third actuator causes a change of angular orientation of the auxiliary plate around the drive axis of the rear rotor. Said change of angular orientation of the auxiliary plate in the tilted position causes a cyclic variation of the pitch of the generating blades of a longitudinal vector component of thrust provided by the rear rotor, by inclination of the rotor disk relative to the transverse plane of extension of the rotorcraft. The maneuvering mechanism primarily providing control of the yaw attitude of the rotorcraft and, if necessary, additional lift support of the rotorcraft, is readily adapted to further provide secondary exploitation of the thrust generated by the tail rotor to controlled supply of propulsion of the rotorcraft in translation by said longitudinal longitudinal vector component. Said secondary operation is obtained without unduly complicating the architecture of the operating mechanism, from the rotation of the control rods by the third actuator maneuvering at least the main rod in rotation.
En outre, les exploitations de la poussée fournie par le rotor arrière pour procurer un apport respectivement de sustentation et/ou de propulsion en translation du giravion peuvent être combinées entre elles en étant régulées par les moyens de commande selon les commandes de vol opérées par le pilote. En effet, les moyens de commande sont aptes à réguler la répartition de la poussée fournie par le rotor arrière pour procurer prioritairement un contrôle en lacet du giravion et à moindres mesures, isolément ou en combinaison et selon des besoins spécifiques identifiés par le pilote, ledit apport de sustentation du giravion et/ou le dit apport de propulsion en translation du giravion par le rotor arrière. Il est cependant à noter que selon l'approche de la présente invention, les cas de vol pour lesquels l'apport de sustentation du 15 giravion est utile et les cas de vol pour lesquels l'apport de propulsion en translation du giravion est utile sont identifiés différents. En effet, il est choisi de favoriser le contrôle en lacet du giravion par le rotor arrière et de procurer aux besoins ledit apport de sustentation, tel que précédemment visé, ou ledit apport de 20 propulsion en translation du giravion dès lors que le giravion évolue aux vitesses de croisière communément admises supérieures à 75 kt. Selon un agencement avantageux du mécanisme de manoeuvre, la tige principale et la tige secondaire sont montées coaxiales sur ledit châssis suivant l'axe de rotation du rotor arrière en s'étendant à 25 l'intérieur du moyeu. Par exemple, la tige secondaire est montée sur le châssis par l'intermédiaire d'au moins un palier à roulements et est agencée en fourreau de réception et de guidage en translation de la tige principale.In addition, the operations of the thrust provided by the rear rotor to provide an intake of levitation and / or propulsion respectively in translation of the rotorcraft can be combined with each other by being regulated by the control means according to the flight controls operated by the pilot. Indeed, the control means are able to regulate the distribution of the thrust provided by the rear rotor to provide priority control yaw of the rotorcraft and to a lesser extent, alone or in combination and according to specific needs identified by the pilot, said providing lift of the rotorcraft and / or said propulsion supply in translation of the rotorcraft by the rear rotor. It should be noted, however, that according to the approach of the present invention, the flight cases for which the lift support of the rotorcraft is useful and the flight cases for which the contribution of propulsion in translation of the rotorcraft is useful are identified different. Indeed, it is chosen to favor the yaw control of the rotorcraft by the rear rotor and to provide the said lift, as previously referred to, or the said propulsion supply in translation of the rotorcraft as soon as the rotorcraft commonly accepted cruising speeds above 75 kt. According to an advantageous arrangement of the operating mechanism, the main rod and the secondary rod are mounted coaxially on said frame along the axis of rotation of the rear rotor extending inside the hub. For example, the secondary rod is mounted on the frame by means of at least one rolling bearing and is arranged in sheath for receiving and guiding in translation of the main rod.
L'encombrement du mécanisme de manoeuvre est limité et un déséquilibre axial du rotor arrière est évité. Plus particulièrement, la tige principale et la tige secondaire sont en prise avec le plateau annexe à l'une de leurs extrémités, dite extrémité distale. Par ailleurs, la tige principale et la tige secondaire sont en prise respectivement avec le premier actionneur et avec le deuxième actionneur à leur autre extrémité, dite extrémité proximale. Lesdites extrémités distales et proximales de la tige principale et de la tige secondaire sont de préférence respectivement disposées de part et d'autre du châssis suivant l'axe de rotation du rotor arrière. Le premier actionneur, le deuxième actionneur et le troisième actionneur sont notamment constitués de servocommandes placées en prise avec les extrémités proximales de la tige principale et de la tige secondaire. 15 De telles servocommandes sont potentiellement et indifféremment des servocommandes de type rotatives ou des servocommandes de type translatives. Le premier actionneur et le deuxième actionneur peuvent être avantageusement placés diamétralement de part et d'autre de l'axe 20 d'entraînement du rotor arrière. Le cas échéant, le troisième actionneur peut être placé suivant l'axe d'entraînement du rotor arrière, le premier actionneur et le deuxième actionneur pouvant être dans ce cas installés sur un support tournant monté sur le châssis. De telles dispositions permettent de favoriser un montage équilibré 25 du rotor arrière sur le châssis. Le plateau de commande peut être avantageusement monté concentriquement autour du plateau annexe par l'intermédiaire d'un organe de roulement, de sorte que l'encombrement axial du plateau de manoeuvre est restreint.The size of the operating mechanism is limited and axial imbalance of the rear rotor is avoided. More particularly, the main stem and the secondary rod are engaged with the auxiliary plate at one of their ends, said distal end. Furthermore, the main rod and the secondary rod are respectively engaged with the first actuator and the second actuator at their other end, said proximal end. Said distal and proximal ends of the main rod and the secondary rod are preferably respectively disposed on either side of the chassis along the axis of rotation of the rear rotor. The first actuator, the second actuator and the third actuator consist in particular of servocontrols placed in engagement with the proximal ends of the main stem and the secondary rod. Such servocontrols are potentially and indifferently rotary type servocontrols or translative servocontrols. The first actuator and the second actuator may advantageously be placed diametrically on either side of the drive shaft 20 of the rear rotor. If necessary, the third actuator can be placed along the drive axis of the rear rotor, the first actuator and the second actuator can be in this case installed on a rotating support mounted on the frame. Such arrangements make it possible to promote balanced mounting of the rear rotor on the chassis. The control plate can advantageously be mounted concentrically around the auxiliary plate by means of a rolling member, so that the axial size of the operating plate is restricted.
Selon un exemple avantageux de réalisation, la tige secondaire est en prise sur le plateau annexe par l'intermédiaire d'au moins une bielle de commande fixée à ses extrémités respectivement sur la tige secondaire et sur le plateau annexe à distance radiale dudit axe de pivotement. Le mécanisme de commande comprend de préférence des moyens de blocage en rotation du plateau annexe sur la tige principale et sur la tige secondaire. De tels moyens de blocage permettent notamment de conforter la liaison en rotation entre la tige principale et le plateau annexe. Il est compris que de tels moyens de blocage sont structurellement aptes à conforter la précision obtenue des différentes modifications potentielles de l'orientation du plateau annexe à partir des manoeuvres de la tige principale et/ou de la tige secondaire.According to an advantageous exemplary embodiment, the secondary rod is engaged on the auxiliary plate by means of at least one control rod fixed at its ends respectively to the secondary rod and to the adjoining plate at a radial distance from said pivot axis . The control mechanism preferably comprises rotational locking means of the auxiliary plate on the main rod and on the secondary rod. Such locking means in particular make it possible to reinforce the connection in rotation between the main stem and the auxiliary plate. It is understood that such locking means are structurally able to reinforce the accuracy obtained from the various potential modifications of the orientation of the auxiliary plate from the maneuvers of the main rod and / or the secondary rod.
Selon une forme de réalisation, lesdits moyens de blocage sont formés par la mise en prise du plateau annexe conjointement avec la tige principale, tel que par une broche cylindrique matérialisant l'axe de pivotement, et avec la tige secondaire tel que par un doigt de pivot sur lequel est en prise la bielle de commande.According to one embodiment, said locking means are formed by the engagement of the auxiliary plate together with the main rod, such as by a cylindrical pin materializing the pivot axis, and with the secondary rod such as by a finger of pivot on which is engaged the control rod.
Selon une autre forme de réalisation, considérée isolément ou en combinaison avec la précédente, il est pris en considération les modalités de montage en pivotement du plateau annexe sur la tige principale pour former lesdits moyens de blocage. Lesdits moyens de blocage sont dans ce cas formés par un agencement de l'axe de pivotement en broche cylindrique traversant conjointement la tige principale et la tige secondaire. Le plateau de commande est de préférence placé en prise tournante avec le moyeu par l'intermédiaire d'une structure articulée, telle qu'agencée en compas, en soufflet, en bielles tangentielles ou 30 en bielles de pas encastrées par exemple.According to another embodiment, considered alone or in combination with the previous one, it is taken into consideration the arrangements for pivotally mounting the auxiliary plate on the main rod to form said locking means. Said locking means are in this case formed by an arrangement of the cylindrical spindle pivot axis traversing jointly the main rod and the secondary rod. The control plate is preferably placed in rotary engagement with the hub by means of an articulated structure, such as arranged in compass, bellows, tangential rods or in built-in pitch rods for example.
Subsidiairement, le mécanisme de commande comprend potentiellement des moyens de contrôle limitant l'amplitude dudit déplacement relatif en translation entre la tige secondaire et la tige principale, en prenant en compte deux positions extrêmes prédéfinies d'inclinaison du plateau annexe. De tels moyens de contrôle peuvent être aisément intégrés aux dits moyens de commande. La mise en oeuvre d'un rotor arrière équipant un giravion conformément à la présente invention comprend principalement une opération de contrôle de l'attitude du giravion en lacet et une opération d'apport régulé de sustentation du giravion par le rotor arrière. Le contrôle de l'attitude du giravion en lacet et de l'apport régulé de sustentation du giravion sont notamment obtenus à partir d'une régulation par les moyens de commande des déplacements en translation conjoints ou relatifs de la tige principale et de la tige secondaire, selon des commandes de variations de pas opérées par un pilote du giravion, indifféremment un pilote humain ou plus avantageusement un pilote automatique. Plus particulièrement, ladite opération du procédé procurant le 20 contrôle de l'attitude du giravion en lacet comprend notamment les étapes suivantes : -) émission par le pilote du giravion d'une commande de variation de pas collectif des pales du rotor arrière procurant un contrôle de l'attitude en lacet du giravion, 25 -) transmission de ladite commande de variation de pas collectif des pales aux moyens de commande, -) activation par les moyens de commande du premier actionneur et du deuxième actionneur conformément à la commande de variation de pas collectif des pales, provoquant un déplacement simultané à courses égales de la tige principale et de la tige secondaire. Ladite opération du procédé procurant un apport régulé de sustentation du giravion par le rotor arrière comprend notamment les 5 étapes suivantes : -) émission par le pilote du giravion d'une commande de variation de pas cyclique des pales relative à une requête d'apport de sustentation du giravion par le rotor arrière, -) transmission de ladite commande de variation de pas cyclique des 10 pales aux moyens de commande, -) activation par les moyens de commande au moins du deuxième actionneur conformément à ladite commande de variation de pas cyclique des pales, provoquant un déplacement relatif entre la tige principale et la tige secondaire. 15 Bien évidemment, l'amplitude dudit déplacement relatif en translation de la tige principale et de la tige secondaire est calculée par les moyens de commande pour réguler l'orientation de la poussée produite par le rotor arrière selon la composante vectorielle verticale de poussée à fournir conformément aux commandes de variation de 20 pas cyclique des pales du rotor arrière émises par le pilote. La commande de variation de pas cyclique des pales peut être générée par un pilote du giravion selon l'une au moins des informations suivantes fournies par l'instrumentation de bord du giravion : 25 -) la vitesse de progression du giravion, et plus particulièrement une identification par l'instrumentation de bord d'une progression du giravion en vol stationnaire et/ou à basses vitesses, -) la masse globale du giravion incluant au moins la masse de sa structure propre et de préférence la masse d'emports, voire encore la masse courante de carburant embarqué, -) les conditions de centrage arrière de ladite masse globale du giravion. Subsidiairement, ladite opération d'apport régulé de sustentation du giravion par le rotor arrière comprend une étape de contrôle. Selon une telle étape de contrôle, l'activation au moins du deuxième actionneur est conditionnée par les moyens de commande à un écart maximal admis prédéterminé entre les positions axiales respectives de la tige principale et de la tige secondaire identifiées par des capteurs de position. De tels capteurs de position sont avantageusement intégrés aux actionneurs. Selon une forme perfectionnée du procédé de mise en oeuvre 15 d'un rotor arrière de giravion conforme à l'invention, ce procédé comprend en outre une opération d'apport régulé de propulsion en translation du giravion par le rotor arrière. Plus particulièrement, ladite opération d'apport régulé de propulsion en translation du giravion par le rotor arrière comprend les 20 étapes suivantes : -) émission par le pilote du giravion d'une commande de vol relative à une requête de poussée propulsive du giravion en translation par le rotor arrière, -) transmission de la commande de vol aux moyens de commande, 25 -) activation par les moyens de commande au moins du troisième actionneur avec pour effet de provoquer un pivotement de la tige principale modifiant l'orientation angulaire du plateau annexe autour de l'axe d'entraînement du rotor arrière.Alternatively, the control mechanism potentially comprises control means limiting the amplitude of said relative displacement in translation between the secondary rod and the main stem, taking into account two predefined positions of inclination of the auxiliary plate. Such control means can be easily integrated with said control means. The implementation of a rear rotor equipping a rotorcraft in accordance with the present invention mainly comprises a control operation of the attitude of the rotorcraft in yaw and a controlled lift lift operation operation of the rotorcraft by the rear rotor. The control of the attitude of the rotorcraft in yaw and the controlled provision of levitation of the rotorcraft are obtained in particular from a regulation by the control means of the translational movements relative or relative to the main rod and the secondary rod , according to commands of pitch variations operated by a pilot of the rotorcraft, indifferently a human pilot or more advantageously an autopilot. More particularly, said operation of the method providing control of the attitude of the gyroplane in yaw comprises in particular the following steps: -) emission by the pilot of the rotorcraft of a control of collective pitch variation of the blades of the rear rotor providing a control of the yaw attitude of the rotorcraft, 25 -) transmission of said blade pitch control command to the control means, -) activation by the control means of the first actuator and the second actuator in accordance with the control of variation of collective pitch of the blades, causing a simultaneous movement at equal distances of the main stem and the secondary rod. Said operation of the method providing a regulated contribution of levitation of the rotorcraft by the tail rotor comprises in particular the following 5 steps: -) emission by the pilot of the rotorcraft of a control of cyclic pitch variation of the blades relative to a request for supply of lift of the rotorcraft by the rear rotor; -) transmission of said cyclic pitch change command of the blades to the control means; -) activation by the control means of at least the second actuator according to said cyclic pitch change control of the blades, causing a relative displacement between the main stem and the secondary rod. Of course, the amplitude of said relative displacement in translation of the main rod and the secondary rod is calculated by the control means to regulate the orientation of the thrust produced by the rear rotor according to the vertical vector component of thrust to be provided. according to the commands of variation of 20 cyclic pitch of the rear rotor blades emitted by the pilot. The control of cyclic pitch variation of the blades can be generated by a pilot of the rotorcraft according to at least one of the following information provided by the on-board instrumentation of the rotorcraft: 25-) the speed of progression of the rotorcraft, and more particularly a identification by the aircraft instrumentation of a progression of the rotorcraft hovering and / or at low speeds, -) the overall mass of the rotorcraft including at least the mass of its own structure and preferably the mass of guns, or even the onboard fuel current mass, -) the rear centering conditions of said overall mass of the rotorcraft. In the alternative, said controlled rotor lift lifting operation by the tail rotor includes a control step. According to such a control step, the activation of at least the second actuator is conditioned by the control means to a predetermined maximum predetermined difference between the respective axial positions of the main rod and the secondary rod identified by position sensors. Such position sensors are advantageously integrated with the actuators. According to an improved form of the method of implementation of a rear rotorcraft rotor according to the invention, this method further comprises a controlled propulsion supply operation in translation of the rotorcraft by the rear rotor. More particularly, said operation of controlled supply of propulsion in translation of the rotorcraft by the tail rotor comprises the following steps: -) emission by the pilot of the rotorcraft of a flight control relating to a request for propulsion thrust of the rotorcraft in translation by the rear rotor, -) transmission of the flight control to the control means, 25 -) activation by the control means of at least the third actuator with the effect of causing a pivoting of the main rod changing the angular orientation of the plate annex around the drive shaft of the tail rotor.
Bien évidemment dans le cas où le plateau annexe est orienté orthogonalement à l'axe d'entraînement du rotor arrière, il est nécessaire de commander son inclinaison suivant ladite position penchée préalablement et/ou simultanément à l'activation du troisième actionneur par déplacement relatif en translation entre la tige principale et la tige secondaire. Dans ce cas, ladite opération d'apport régulé de propulsion en translation du giravion par le rotor arrière comprend en outre une activation par les moyens de commande au moins du deuxième actionneur provoquant un déplacement relatif entre la tige principale et la tige secondaire inclinant le plateau annexe en position penchée par rapport au plan orthogonal à l'axe d'entraînement du rotor arrière et par suite en position penchée par rapport au plan horizontal d'extension du giravion. 15 La commande de vol est potentiellement générée par un pilote du giravion selon notamment une information relative à la progression du giravion à vitesses élevées, telles qu'à des vitesses de progression du giravion identifiées par l'instrumentation de bord supérieures à 75 kt. 20 Des exemples de réalisation de la présente invention vont être décrits en relation avec les figures des planches annexées, dans lesquelles : - la fig.1 est composée de deux schémas (a) et (b) illustrant un giravion muni d'un rotor arrière dont le disque rotor est disposé 25 suivant une orientation longitudinale-verticale, respectivement en vue de dessus pour le schéma (a) et en vue de côté pour le schéma (b). - la fig.2 est composée de deux schémas (c) et (d) illustrant un giravion muni d'un rotor arrière dont le disque rotor est disposé suivant une orientation -transversale-verticale, respectivement en vue de dessus pour le schéma (c) et en vue arrière pour le schéma (d). - la fig.3 est composée de deux schémas (e) et (f) illustrant un giravion muni d'un rotor arrière dont le disque rotor est disposé 5 suivant une orientation longitudinale-penchée, respectivement en vue de dessus pour le schéma (e) et en vue arrière pour le schéma (f). - la fig.4 est une illustration en perspective d'un rotor arrière de giravion selon une forme de réalisation de la présente invention. - les fig.5 et fig.6 sont des illustrations schématiques en coupes axiales d'un rotor arrière de giravion selon des formes respectives de réalisation de la présente invention. - les fig.7 et fig.8 sont des schémas illustrant des procédés de mise en oeuvre des rotors arrière représentés sur les fig.5 et fig.6. -°la fig.9 est un schéma illustrant un procédé de mise en oeuvre 15 du rotor arrière représenté sur la fig.6. Sur les fig.1 à fig.3, un giravion 1 est équipé d'un rotor principal 2 à axe d'entraînement en rotation sensiblement vertical et d'un rotor arrière 3 à axe d'entraînement en rotation sensiblement horizontal. Le rotor principal 2 procure au moins la sustentation du giravion 1, 20 voire aussi sa propulsion et/ou son changement d'attitude suivant une quelconque direction de progression. Le rotor arrière 3 est un rotor anticouple monté à l'extrémité d'une poutre de queue 4 du giravion 1 pour procurer essentiellement un contrôle de l'attitude en lacet du giravion 1. 25 Classiquement, un rotor de giravion comporte une voilure tournante composée d'au moins deux pales (quatre pales sur les exemples de réalisation illustrés). Les pales sont montées sur un moyeu entraîné en rotation, un disque rotor 5 étant typiquement formé par le cercle décrit par l'extrémité des pales de la voilure tournante. Sur la fig.1, l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 est monté à l'extrémité de la poutre de queue 4 en étant en permanence orienté 5 suivant une orientation constante sensiblement horizontale et orthogonale à l'orientation du plan vertical PV d'extension du giravion 1 s'étendant suivant la direction longitudinale DL d'extension du giravion 1. Le disque rotor 5 est ainsi disposé suivant une orientation longitudinale-verticale par rapport au giravion 1, dans laquelle le 10 disque rotor 5 est orienté verticalement et longitudinalement en étant disposé latéralement à la poutre de queue 4 du giravion 1. Ces dispositions sont telles que le rotor arrière 3 génère une poussée comportant pour l'essentiel une composante vectorielle transversale de poussée CL1 procurant le contrôle de l'attitude du giravion 1 en 15 lacet. Sur la fig.2, l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 est orienté sensiblement horizontalement en étant incliné par rapport à l'orientation du plan vertical PV d'extension du giravion 1, en s'étendant suivant la direction longitudinale DL d'extension du 20 giravion 1. Le disque rotor 5 est ainsi disposé suivant une orientation verticale-transversale par rapport au giravion 1, dans laquelle le disque rotor 5 est orienté verticalement en étant incliné par rapport à la direction longitudinale DL d'extension du giravion 1. Ces dispositions sont telles que le rotor arrière 3 génère une 25 poussée comportant une composante vectorielle transversale de poussée CL1 procurant le contrôle en lacet du giravion 1. La poussée générée par le rotor arrière 3 comporte aussi une composante vectorielle longitudinale de poussée CL2 procurant une propulsion du giravion 1 en translation suivant son plan longitudinal d'extension. 30 Classiquement selon l'art antérieur et tel qu'illustré sur la fig.2, la disposition du disque rotor 5 suivant une orientation transversale- verticale est réalisée en inclinant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 par rapport à la direction longitudinale DL d'extension du giravion 1. Une telle inclinaison peut être conférée par basculement du rotor arrière 3 modifiant l'orientation de son axe d'entraînement 6.Of course, in the case where the auxiliary plate is oriented orthogonally to the drive axis of the rear rotor, it is necessary to control its inclination in said preloaded position and / or simultaneously with the activation of the third actuator by relative displacement in translation between the main stem and the secondary rod. In this case, said controlled contribution operation of propulsion in translation of the rotorcraft by the tail rotor further comprises an activation by the control means at least of the second actuator causing a relative displacement between the main rod and the secondary rod inclining the plate appendix in the leaning position relative to the plane orthogonal to the drive axis of the rear rotor and therefore in the leaned position relative to the horizontal plane of extension of the rotorcraft. The flight control is potentially generated by a pilot of the rotorcraft in particular according to information relating to the progression of the rotorcraft at high speeds, such as speeds of progression of the rotorcraft identified by the instrumentation of edge greater than 75 kt. Exemplary embodiments of the present invention will be described in connection with the figures of the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is composed of two diagrams (a) and (b) illustrating a rotorcraft equipped with a rear rotor wherein the rotor disk is disposed in a longitudinal-vertical orientation, respectively in plan view for the diagram (a) and in side view for the diagram (b). FIG. 2 is composed of two diagrams (c) and (d) illustrating a rotorcraft equipped with a rear rotor whose rotor disk is arranged in a transverse-vertical orientation, respectively in plan view for the diagram (FIG. ) and in rear view for the diagram (d). FIG. 3 is composed of two diagrams (e) and (f) illustrating a rotorcraft equipped with a rear rotor whose rotor disc is disposed in a longitudinal-leaning orientation, respectively in top view for the diagram (FIG. ) and in rear view for the diagram (f). Fig. 4 is a perspective illustration of a rotorcraft rear rotor according to an embodiment of the present invention. - Fig.5 and Fig.6 are schematic illustrations in axial sections of a rear rotorcraft rotor according to respective embodiments of the present invention. - Fig.7 and Fig.8 are diagrams illustrating methods of implementation of the rear rotors shown in Fig.5 and Fig.6. FIG. 9 is a diagram illustrating a method of implementing the rear rotor shown in FIG. In FIGS. 1 to 3, a rotorcraft 1 is equipped with a main rotor 2 with a substantially vertical rotation drive shaft and a rear rotor 3 with a substantially horizontal rotation drive shaft. The main rotor 2 provides at least the lift of the rotorcraft 1, 20 or even its propulsion and / or attitude change in any direction of progression. The rear rotor 3 is an anti-torque rotor mounted at the end of a tail boom 4 of the rotorcraft 1 to essentially provide control of the yaw attitude of the rotorcraft 1. Typically, a rotorcraft rotor comprises a rotary wing composed of at least two blades (four blades on the exemplary embodiments illustrated). The blades are mounted on a hub driven in rotation, a rotor disk 5 being typically formed by the circle described by the end of the blades of the rotary wing. In FIG. 1, the drive shaft 6 of the rear rotor 3 is mounted at the end of the tail beam 4 while being permanently oriented in a constant orientation substantially horizontal and orthogonal to the orientation of the vertical plane. Spread PV of the rotorcraft 1 extending along the longitudinal direction DL of the rotorcraft 1. The rotor disk 5 is thus disposed in a longitudinal-vertical orientation with respect to the rotorcraft 1, in which the rotor disk 5 is oriented vertically and longitudinally being disposed laterally to the tail boom 4 of the rotorcraft 1. These provisions are such that the rear rotor 3 generates a thrust essentially comprising a transverse vector component of thrust CL1 providing control of the attitude of the rotorcraft 1 in 15 lace. In FIG. 2, the drive shaft 6 of the rear rotor 3 is oriented substantially horizontally while being inclined relative to the orientation of the vertical plane PV of extension of the rotorcraft 1, extending in the longitudinal direction DL The rotor disc 5 is thus disposed in a vertical-to-transverse orientation with respect to the rotorcraft 1, in which the rotor disc 5 is oriented vertically inclined with respect to the longitudinal direction DL of extension of the rotorcraft 1. These provisions are such that the rear rotor 3 generates a thrust comprising a transverse vector component of thrust CL1 providing the yaw control of the rotorcraft 1. The thrust generated by the tail rotor 3 also comprises a longitudinal vector component thrust CL2 providing propulsion of the rotorcraft 1 in translation along its longitudinal extension plane. Conventionally according to the prior art and as illustrated in FIG. 2, the arrangement of the rotor disc 5 in a transverse-vertical orientation is achieved by tilting the drive shaft 6 of the rear rotor 3 with respect to the direction longitudinal extension DL of the rotorcraft 1. Such inclination can be conferred by tilting of the rear rotor 3 changing the orientation of its drive shaft 6.
Sur la fig.3, le disque rotor 5 est disposé suivant une orientation longitudinale-penchée par rapport au giravion 1, dans laquelle le disque rotor 5 est disposé latéralement à la poutre de queue 4 du giravion 1 en étant incliné par rapport à l'orientation du plan vertical PV d'extension du giravion 1 s'étendant suivant la direction longitudinale DL d'extension du giravion 1. Ces dispositions sont telles que le rotor arrière 3 génère une poussée comportant une composante vectorielle transversale de poussée CL1 procurant la stabilisation et/ou le guidage du giravion 1 en lacet et une composante vectorielle verticale CV de poussée 15 procurant un apport de sustentation du giravion 1 en complément de la sustentation principalement fournie par le rotor principal 2. Pour procurer ledit apport de sustentation du giravion 1 par le rotor arrière 3, une telle composante vectorielle verticale CV de poussée, orientée suivant la direction verticale d'extension du 20 giravion 1, comprend bien évidemment elle-même en tout ou partie une composante vectorielle de poussée orientée suivant l'axe de gravité. Classiquement selon l'art antérieur et tel qu'illustré sur la fig.3, la disposition du disque rotor 5 suivant une orientation longitudinale- 25 penchée est réalisée en inclinant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 par rapport à l'orientation du plan vertical considéré suivant la direction transversale DT d'extension du giravion 1. Sur la fig.4, un rotor arrière 3 anticouple comporte classiquement un moyeu 7 sur lequel sont montées des pales 8 par 30 l'intermédiaire de pieds de pale 9 respectifs. Le moyeu 7 est monté sur un châssis 10 formé d'une boîte de transmission de puissance mécanique à renvoi d'angle entre un arbre moteur 11 et le moyeu 7. Le rotor arrière 3 représenté sur la fig.4 est monté sur le châssis 10 de sorte que son axe d'entraînement 6 est orienté en permanence sensiblement orthogonalement à l'axe de rotation de l'arbre moteur 11 qui s'étend le long de la poutre de queue du giravion. Selon une telle configuration et conformément à la présente invention, le rotor arrière 3 est monté à l'extrémité de la poutre de queue du giravion de sorte que l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 est orienté en permanence suivant une orientation constante sensiblement horizontale et orthogonale au plan vertical PV s'étendant suivant la direction longitudinale DL d'extension du giravion 1 tel qu'illustré sur la fig.1. Classiquement, les pales 8 du rotor arrière 3 sont 15 collectivement manoeuvrables en pivotement autour d'axes de variation de pas individuels. A titre indicatif, les pales 8 sont montées sur le moyeu 7 en étant aussi mobiles en traînée et en battement. Dans ce contexte et sur l'exemple de réalisation illustré, les pales 8 sont montées sur le moyeu 7 par l'intermédiaire de butées 20 lamifiées sphériques 12, des amortisseurs de traînée 13 étant placés en prise individuelle sur les pales 8 et sur le moyeu 7. Les pales 8 sont manoeuvrées en pivotement autour de leur axe de variation de pas par un mécanisme de manoeuvre 14, conformément à des commandes de variation de pas générées par un 25 pilote du giravion. Une manoeuvre en pivotement des pales 8 collectivement autour de leur axe de variation de pas permet de réguler l'amplitude de la poussée produite par le rotor arrière 3. A cet effet, les pales 8 sont typiquement chacune munies d'un levier 15 en prise sur une bielle de manoeuvre 16 que comprend ledit 30 mécanisme de manoeuvre 14. Le mécanisme de manoeuvre 14 comprend des actionneurs 17,18,19 constitués de servocommandes dont la mise en oeuvre est placée sous la dépendance de moyens de commande 20 activés en fonction de commandes de vol générées par le pilote comprenant au moins des commandes de variation de pas collectif générées par le pilote. Différents exemples de réalisation d'un tel mécanisme de manoeuvre 14 relevant de la présente invention sont respectivement illustrés sur les fig.5 et fig.6. Les organes communs représentés sur les différentes figures 10 sont respectivement identifiés avec les mêmes numéros de référence. Sur les fig.5 et fig.6, le mécanisme de manoeuvre 14 comprend une tige principale 21 et une tige secondaire 22 montées coaxiales sur le châssis 10 suivant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3, en s'étendant à l'intérieur du moyeu 7. Sur les exemples de réalisation 15 illustrés, la tige secondaire 22 est agencée en fourreau logeant la tige principale 21, un palier à roulements 23 étant interposé entre la tige secondaire 22 et le moyeu 7. La tige principale 21 et la tige secondaire 22 sont individuellement manoeuvrables par les actionneurs 17,18,19 qui 20 leurs sont respectivement affectés, de tels actionneurs 17,18,19 étant constitués par des servocommandes. Plus particulièrement, un premier actionneur 18 est dédié à la manoeuvre individuelle de la tige principale 21 en translation suivant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. Un deuxième actionneur 19 25 est dédié à la manoeuvre individuelle de la tige secondaire 22 en translation suivant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. La tige principale 21 et la tige secondaire 22 sont en prises individuelles à leur extrémité proximale avec les actionneurs 17,18,19 qui leurs sont respectivement affectés et sont en prise conjointe à leur extrémité distale avec un plateau annexe 24 monté fixe en rotation sur la tige principale 21. La prise de la tige principale 21 et la prise de la tige secondaire 22 avec le plateau annexe 24 sont réalisées avec un écart radial par rapport à l'axe d'entraînement 6 du rotor principal 3. La prise de la tige principale 21 avec le plateau annexe 24 est réalisée par brochage au moyen d'une broche cylindrique orientée orthogonalement à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière. Le plateau annexe 24 est bloqué en rotation sur la tige principale 21, tout en étant monté basculant sur la tige principale 21 autour d'un axe de pivotement A par rapport à un plan orthogonal à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. La prise de la tige secondaire 22 avec le plateau annexe 24 est réalisée par l'intermédiaire d'un doigt de pivot 25 sur lequel une 15 bielle de commande 26 est fixée à l'une de ses extrémités. L'autre extrémité de la bielle de commande 26 est en prise articulée avec la tige secondaire 22. Sur la fig.5, le brochage entre la tige principale 21 et le plateau annexe 24 est réalisé suivant un axe de pivotement A concourant à 20 l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière. Sur la fig.6, le brochage entre la tige principale 21 et le plateau annexe 24 est réalisé suivant un axe de pivotement A placé à distance radiale de l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. Un plateau de commande 27 est monté coaxial sur le plateau 25 annexe 24 par l'intermédiaire d'au moins un organe de roulement. Le plateau de commande 27 est relié à chacune des pales 8 du rotor arrière par l'intermédiaire desdites bielles de manoeuvre 16 individuelle des pales 8 en pivotement autour de leur axe de variation de pas.In FIG. 3, the rotor disk 5 is arranged in a longitudinal-leaning orientation with respect to the rotorcraft 1, in which the rotor disk 5 is disposed laterally to the tail boom 4 of the rotorcraft 1 while being inclined with respect to the orientation of the vertical plane PV extension of the rotorcraft 1 extending along the longitudinal direction DL of the rotorcraft extension 1. These provisions are such that the rear rotor 3 generates a thrust comprising a transverse vector component thrust CL1 providing stabilization and / or the steering of the rotorcraft 1 in yaw and a CV vertical vector component of thrust 15 providing a levitation contribution of the rotorcraft 1 in addition to the lift mainly provided by the main rotor 2. To provide said lift contribution of the rotorcraft 1 by the rear rotor 3, such a vertical vector CV component thrust, oriented in the vertical direction of extension of the rotorcraft 1, c Of course, all or part of it includes a thrust vector component oriented along the axis of gravity. Conventionally according to the prior art and as illustrated in FIG. 3, the arrangement of the rotor disc 5 in a longitudinal-bent orientation is achieved by tilting the drive shaft 6 of the rear rotor 3 with respect to the orientation of the vertical plane considered along the transverse direction DT of the rotorcraft extension 1. In FIG. 4, a rear anti-torque rotor 3 conventionally comprises a hub 7 on which blades 8 are mounted by means of blade roots 9 respectively. The hub 7 is mounted on a chassis 10 formed of a mechanical power transmission gear box with an angle between a drive shaft 11 and the hub 7. The rear rotor 3 shown in Fig.4 is mounted on the frame 10 so that its drive axis 6 is oriented permanently substantially orthogonal to the axis of rotation of the drive shaft 11 which extends along the tail boom of the rotorcraft. According to such a configuration and in accordance with the present invention, the rear rotor 3 is mounted at the end of the tail boom of the rotorcraft so that the drive shaft 6 of the rear rotor 3 is permanently oriented in a constant orientation substantially horizontal and orthogonal to the vertical plane PV extending in the longitudinal direction DL extension of the rotorcraft 1 as shown in fig.1. Conventionally, the blades 8 of the rear rotor 3 are collectively operable in pivoting about individual pitch variation axes. As an indication, the blades 8 are mounted on the hub 7 while being mobile in drag and beat. In this context and on the exemplary embodiment illustrated, the blades 8 are mounted on the hub 7 by means of spherical laminated abutments 12, drag dampers 13 being placed in individual engagement on the blades 8 and on the hub. 7. The blades 8 are pivotally maneuvered about their pitch variation axis by an operating mechanism 14, in accordance with pitch variation commands generated by a pilot of the rotorcraft. Maneuvering in rotation of the blades 8 collectively about their pitch variation axis makes it possible to regulate the amplitude of the thrust produced by the rear rotor 3. For this purpose, the blades 8 are typically each provided with a lever 15 in engagement on an operating rod 16 which comprises said operating mechanism 14. The operating mechanism 14 comprises actuators 17, 18, 19 consisting of servocontrols whose implementation is placed under the control of control means 20 activated as a function of pilot-generated flight commands comprising at least pilot pitch variation commands generated by the pilot. Various embodiments of such an operating mechanism 14 of the present invention are respectively illustrated in Fig.5 and Fig.6. The common members shown in the various figures 10 are respectively identified with the same reference numbers. In FIGS. 5 and 6, the operating mechanism 14 comprises a main rod 21 and a secondary rod 22 mounted coaxially on the chassis 10 along the drive axis 6 of the rear rotor 3, extending to Inside the hub 7. In the exemplary embodiments illustrated, the secondary rod 22 is arranged in sleeve housing the main rod 21, a bearing bearing 23 being interposed between the secondary rod 22 and the hub 7. The main rod 21 and the secondary rod 22 are individually operable by the actuators 17,18,19 which are respectively assigned to them, such actuators 17,18,19 being constituted by servocontrols. More particularly, a first actuator 18 is dedicated to the individual maneuvering of the main rod 21 in translation along the drive axis 6 of the rear rotor 3. A second actuator 19 is dedicated to the individual operation of the secondary rod 22. translation along the drive axis 6 of the rear rotor 3. The main rod 21 and the secondary rod 22 are individually taken at their proximal end with the actuators 17, 18, 19 which are respectively assigned to them and are jointly engaged to their distal end with an auxiliary plate 24 fixedly mounted in rotation on the main rod 21. The engagement of the main rod 21 and the engagement of the secondary rod 22 with the auxiliary plate 24 are made with a radial distance from the axis 6 of the main rotor 3. The engagement of the main rod 21 with the auxiliary plate 24 is performed by broaching by means of a cylindrical pin oriented orthogonally to the drive shaft 6 of the rear rotor. The adjoining plate 24 is locked in rotation on the main rod 21, while being pivotally mounted on the main rod 21 about a pivot axis A with respect to a plane orthogonal to the drive axis 6 of the rear rotor 3 The gripping of the secondary rod 22 with the adjoining plate 24 is carried out by means of a pivot pin 25 on which a control rod 26 is fixed at one of its ends. The other end of the control rod 26 is in articulated engagement with the secondary rod 22. In FIG. 5, the pinning between the main rod 21 and the adjoining plate 24 is made along a pivoting axis A at 20 l. drive shaft 6 of the rear rotor. In FIG. 6, the pinning between the main rod 21 and the auxiliary plate 24 is made along a pivot axis A placed at a radial distance from the drive shaft 6 of the rear rotor 3. A control plate 27 is mounted coaxial on the plate 25 annex 24 via at least one rolling member. The control plate 27 is connected to each of the blades 8 of the rear rotor by means of said operating rods 16 individual blades 8 pivoting about their pitch variation axis.
Le plateau de commande 27 est relié au moyeu 7 par l'intermédiaire d'une structure articulée 28 pour son entraînement en rotation par le moyeu 7, le plateau de commande 27 étant monté librement tournant concentriquement sur le plateau annexe 24.The control plate 27 is connected to the hub 7 by means of an articulated structure 28 for its rotational drive by the hub 7, the control plate 27 being mounted freely rotating concentrically on the auxiliary plate 24.
Sur la fig.5, ladite structure articulée 28 est agencée en compas. Sur la fig.6, ladite structure articulée 28 est agencée en soufflet formé d'éléments rigides articulés entre eux. L'activation des différents actionneurs 17,18,19-est placée sous la dépendance des moyens de commande 20 dont la mise en oeuvre est provoquée par des commandes de vol générées par un pilote du giravion. Selon lesdites commandes de vol, les différents actionneurs 17,18,19 manoeuvrent la tige principale 21 et/ou la tige secondaire 22 pour modifier les effets produits par la poussée générée par le rotor arrière.In fig.5, said articulated structure 28 is arranged in a compass. In Fig.6, said articulated structure 28 is arranged bellows formed of rigid elements hinged together. The activation of the different actuators 17, 18, 19 is placed under the control of the control means whose implementation is caused by flight commands generated by a pilot of the rotorcraft. According to said flight controls, the various actuators 17, 18, 19 operate the main rod 21 and / or the secondary rod 22 to modify the effects produced by the thrust generated by the rear rotor.
Une commande de variation de pas collectif des pales 8 générée par le pilote provoque une activation du premier actionneur 18 et du deuxième actionneur 19 pour induire des premiers déplacements en translation à courses égales de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22. Pour une orientation donnée du plateau annexe 24 par rapport à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière, de tels premiers déplacements provoquent une variation collective du pas des pales 8 avec pour effet de faire varier l'amplitude de la poussée générée par le rotor arrière 3. Une telle variation d'amplitude de la poussée générée par le rotor arrière 3 permet de contrôler l'attitude du giravion 1 en lacet en régulant l'amplitude de ladite composante vectorielle transversale de poussée. On notera que le plateau annexe 24 étant orienté orthogonalement à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3, la poussée générée par le rotor arrière 3 est essentiellement orientée transversalement au giravion pour modifier son attitude en lacet.A blade pitch variation control 8 generated by the pilot causes an activation of the first actuator 18 and the second actuator 19 to induce first displacements in translation with equal races of the main rod 21 and the secondary rod 22. For a given orientation of the extension plate 24 relative to the drive axis 6 of the rear rotor, such first displacements cause a collective variation of the pitch of the blades 8 with the effect of varying the amplitude of the thrust generated by the rear rotor 3. Such a variation in amplitude of the thrust generated by the rear rotor 3 makes it possible to control the attitude of the rotorcraft 1 in yaw by regulating the amplitude of said transverse vector component of thrust. It will be noted that the auxiliary plate 24 being oriented orthogonally to the drive axis 6 of the rear rotor 3, the thrust generated by the rear rotor 3 is essentially oriented transversely to the rotorcraft to change its attitude in yaw.
Une commande de variation de pas cyclique des pales 8 provoque une activation du deuxième actionneur 19 pour induire un déplacement relatif en translation entre la tige principale 21 et la tige secondaire 22. Un tel déplacement relatif en translation est 5 potentiellement obtenu par une manoeuvre de la tige secondaire 22 seulement ou par des déplacements conjoints de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 selon des courses en translation différentes en cas de génération de commandes de vol simultanées relatives à une variation collective et à une variation cyclique du pas 10 des pales 8. Un déplacement relatif en translation de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 provoque une inclinaison du plateau annexe 24 par rapport à un plan orthogonal à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. 15 Une telle inclinaison du plateau annexe 24 dispose le plateau annexe et par suite le plateau de commande 27 suivant une position penchée par rapport audit plan orthogonal à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. Une variation de l'inclinaison du plateau annexe 24 en position 20 penchée modifie l'orientation du disque rotor 5 entre ladite orientation longitudinale-verticale et ladite orientation longitudinale-penchée, et par suite provoque une variation cyclique du pas des pales 8 avec pour effet de répartir la poussée générée par le rotor arrière entre une composante vectorielle transversale de poussée et 25 au moins une composante vectorielle verticale de poussée. Le contrôle de l'attitude du giravion en lacet est procuré par la variation de l'amplitude de la composante vectorielle transversale de poussée générée principalement par le rotor arrière 3 à partir d'une variation du pas collectif des pales 8.A cyclic pitch variation control of the blades 8 causes an activation of the second actuator 19 to induce a relative displacement in translation between the main rod 21 and the secondary rod 22. Such relative displacement in translation is potentially obtained by a maneuver of the secondary rod 22 only or by joint displacements of the main rod 21 and the secondary rod 22 in different translation strokes in the case of generation of simultaneous flight controls relating to a collective variation and a cyclic variation of the pitch of the blades 8. A relative displacement in translation of the main rod 21 and the secondary rod 22 causes inclination of the adjoining plate 24 relative to a plane orthogonal to the drive axis 6 of the rear rotor 3. 15 Such inclination of the plate Appendix 24 has the auxiliary plate and consequently the control plate 27 in a position bent with respect to said plane orthogonal to the drive axis 6 of the tail rotor 3. A variation of the inclination of the attachment plate 24 in the tilted position 20 changes the orientation of the rotor disk 5 between said longitudinal-vertical orientation and said longitudinal-tilted orientation, and As a result, the pitch of the blades 8 is cyclically varied, with the effect of distributing the thrust generated by the rear rotor between a transverse vector component of thrust and at least one vertical vector component of thrust. The control of the attitude of the rotorcraft in yaw is provided by the variation of the amplitude of the transverse vector component of thrust generated mainly by the rear rotor 3 from a variation of the collective pitch of the blades 8.
L'amplitude de la composante vectorielle verticale de poussée est régulée à partir d'une variation de l'inclinaison du plateau annexe 24 pour procurer un apport complémentaire de sustentation du giravion 1 par le rotor arrière 3. Selon les besoins identifiés par le pilote, le dit apport complémentaire de sustentation est potentiellement commandé ou non et/ou est potentiellement régulé par les moyens de commande 20 selon les commandes de variation de pas générées par le pilote. Plus particulièrement sur la fig.7, un pilote 29 du giravion génère une commande de variation de pas collectif 30 des pales du rotor arrière pour faire varier l'amplitude de la poussée produite par le rotor arrière. La commande de variation de pas collectif 30 des pales est transmise aux moyens de commande 20 qui activent le premier actionneur 18 et le deuxième actionneur 19 avec pour effet de déplacer conjointement à courses égales la tige principale 21 et la tige secondaire 22. Les manoeuvres en translation à courses égales de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 provoquent un déplacement en translation du plateau annexe 24 et par suite du plateau de commande 27 maintenus indifféremment orthogonalement à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 ou suivant une dite position penchée. Les déplacements conjoints à courses égales de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 ont ainsi pour effet de faire varier le pas des pales 8 collectivement et finalement ont pour effet de faire varier l'amplitude de la poussée produite par le rotor arrière. Plus particulièrement encore sur la fig.8, un pilote 29 du giravion génère une commande de variation de pas cyclique 31 des pales 8 du rotor arrière pour procurer un apport de sustentation du giravion. La commande de variation de pas cyclique 31 des pales est transmise aux moyens de commande 20 qui activent au moins le deuxième actionneur 19.The amplitude of the vertical vector component of thrust is regulated from a variation of the inclination of the adjoining plate 24 to provide additional levitation support of the rotorcraft 1 by the rear rotor 3. According to the needs identified by the pilot, the said additional support levitation is potentially controlled or not and / or is potentially regulated by the control means 20 according to the pitch variation commands generated by the pilot. More particularly, in FIG. 7, a pilot 29 of the rotorcraft generates collective pitch variation control 30 of the rear rotor blades to vary the amplitude of the thrust produced by the tail rotor. The collective pitch control 30 of the blades is transmitted to the control means 20 which activate the first actuator 18 and the second actuator 19 with the effect of moving the main rod 21 and the secondary rod 22 together at equal distances. translational movement of the main stem 21 and the secondary rod 22 cause a translational movement of the adjoining plate 24 and consequently the control plate 27 maintained indifferently orthogonal to the drive axis 6 of the rear rotor 3 or following a said bent position. The joint movements with equal races of the main rod 21 and the secondary rod 22 thus have the effect of varying the pitch of the blades 8 collectively and finally have the effect of varying the amplitude of the thrust produced by the rear rotor. More particularly still in FIG. 8, a pilot 29 of the rotorcraft generates a cyclic pitch variation control 31 of the blades 8 of the rear rotor to provide lift support for the rotorcraft. The cyclic pitch variation control 31 of the blades is transmitted to the control means 20 which activate at least the second actuator 19.
L'activation du deuxième actionneur 19 déplace en translation la tige secondaire 22 en modifiant sa position relative suivant l'axe d'entraînement du rotor arrière par rapport à la position de la tige principale 21. Un déplacement en translation relatif entre la tige principale et la tige secondaire 22 provoque une inclinaison du plateau annexe 24 et par suite du plateau de commande 27 suivant ladite position penchée, avec pour effet de faire varier le pas des pales 8 cycliquement. Une telle variation du pas cyclique des pales a pour effet de générer ladite composante vectorielle verticale de poussée procurant l'apport en sustentation du giravion par le rotor arrière 3. Les moyens de commande 20 régulent les déplacements en translation de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 selon les besoins de variation de l'amplitude de la poussée produite par le 15 rotor arrière 3 et/ou selon les besoins d'apport de sustentation du giravion 1. De tels besoins sont identifiés par le pilote 29 pour contrôler l'attitude du giravion 1 en lacet et pour contrôler l'amplitude d'un éventuel apport de sustentation du giravion 1. 20 Sur la fig.6, au moins la tige principale 21 est manoeuvrable par un troisième actionneur 17 en rotation sur elle-même autour de l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. L'activation du troisième actionneur 17 par les moyens de commande 20 est opérée sous l'effet d'une commande de vol générée par le pilote pour procurer un 25 apport de propulsion en translation du giravion 1, notamment lorsque le giravion évolue aux vitesses de croisière. Tel que schématisé sur la fig.4, le troisième actionneur est disposé suivant l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. Le premier actionneur 18 et le deuxième actionneur 19 sont disposés en position 30 diamétralement opposée par rapport à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3, en étant montés sur le châssis 10 par l'intermédiaire d'un support tournant 10'. Sur la fig.9, un pilote 29 du giravion génère une commande de vol 32 relative à une requête d'apport de propulsion en translation du 5 giravion 1. La commande de vol 32 est transmise aux moyens de commande 20 qui activent au moins le troisième actionneur 17. Dans le cas où le plateau annexe 24 est orienté orthogonalement à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3, le deuxième actionneur 19 est aussi activé pour incliner le plateau de 10 commande 27 suivant ladite position penchée. L'activation du troisième actionneur 17 provoque une manoeuvre en rotation au moins de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22 avec pour effet de modifier l'orientation angulaire du plateau de commande 27 par rapport à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. 15 Une mise en rotation par le troisième actionneur 17 de la tige principale 21 et de fait de la tige secondaire 22 liée en rotation avec la tige principale 21 par l'intermédiaire du plateau annexe 24, provoque une modification de l'orientation angulaire du plateau annexe 24 et par suite du plateau de commande 27 par rapport à 20 l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3. Dans ces conditions d'orientation du plateau annexe 24 combinant la position penchée et la modification de l'orientation angulaire du plateau annexe 24 et par suite du plateau de commande 27, une composante vectorielle longitudinale de la poussée fournie 25 par le rotor arrière 3 est générée avec pour effet de procurer une propulsion en translation du giravion 1. L'orientation de l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3 étant maintenue constante de par le montage du rotor arrière 3 sur la poutre de queue 4 du giravion 1, les apports éventuels de sustentation et/ou de propulsion en translation du giravion fournis par le rotor arrière sont obtenus par une variation d'orientation du plateau annexe et par suite par variation de l'orientation du disque rotor 5 entre ladite orientation longitudinale-penchée et ladite orientation transversale-verticale. L'amplitude de la poussée produite par le rotor arrière 3 peut toujours être adaptée selon le contrôle de l'attitude en lacet du giravion 1 devant être procuré, sous l'effet de déplacements en translation conjoints à courses égales de la tige principale 21 et de la tige secondaire 22. Un apport en sustentation du giravion 1 peut être fourni par le rotor arrière 3 par inclinaison du plateau annexe 24 suivant ladite position penchée procurant une variation cyclique du pas des pales 8 générant ladite composante vectorielle verticale de poussée CV 15 produite par le rotor arrière 3. Un apport de propulsion en translation du giravion 1 peut être fourni par le rotor arrière 3 par combinaison d'une inclinaison du plateau annexe 24 suivant ladite position penchée et d'une modification de l'orientation angulaire du plateau annexe 24, 20 procurant une variation cyclique du pas des pales 8 générant ladite composante vectorielle verticale de poussée CV et/ou ladite composante vectorielle longitudinale de poussée CL2 produites par le rotor arrière 3. Les amplitudes respectives de la composante vectorielle 25 verticale de poussée CV et/ou la composante vectorielle longitudinale de poussée CL2 produites par le rotor arrière 3 sont sélectivement générées et/ou régulées par variation du pas collectif des pales et/ou par variation de l'orientation angulaire du plateau annexe par rapport à l'axe d'entraînement 6 du rotor arrière 3.The activation of the second actuator 19 translates the secondary rod 22 in translation by modifying its relative position along the drive axis of the rear rotor relative to the position of the main rod 21. A displacement in relative translation between the main rod and the secondary rod 22 causes inclination of the adjoining plate 24 and consequently the control plate 27 in said tilted position, with the effect of varying the pitch of the blades 8 cyclically. Such a variation of the cyclic pitch of the blades has the effect of generating said vertical vector component of thrust providing lift support of the rotorcraft by the rear rotor 3. The control means 20 regulate the displacement in translation of the main rod 21 and the secondary rod 22 according to the needs of variation of the amplitude of the thrust produced by the rear rotor 3 and / or according to the lift requirements of the rotorcraft 1. Such needs are identified by the pilot 29 to control the attitude of the rotorcraft 1 in yaw and to control the amplitude of a possible lift contribution of the rotorcraft 1. In Fig.6, at least the main rod 21 is operable by a third actuator 17 rotating on itself around the drive axis 6 of the rear rotor 3. The activation of the third actuator 17 by the control means 20 is operated under the effect of a flight control generated by the pilot to provide propulsion in translation of the rotorcraft 1, especially when the rotorcraft is moving at cruising speeds. As schematized in FIG. 4, the third actuator is disposed along the drive axis 6 of the rear rotor 3. The first actuator 18 and the second actuator 19 are arranged in a position 30 diametrically opposite to the axis of 6 of the rear rotor 3, being mounted on the frame 10 by means of a rotating support 10 '. In FIG. 9, a pilot 29 of the rotorcraft generates a flight control 32 relating to a propulsion supply request in translation of the rotorcraft 1. The flight control 32 is transmitted to the control means 20 which activate at least the third actuator 17. In the case where the adjoining plate 24 is oriented orthogonally to the drive shaft 6 of the rear rotor 3, the second actuator 19 is also activated to incline the control plate 27 in said tilted position. The activation of the third actuator 17 causes rotation of at least the main rod 21 and the secondary rod 22 with the effect of modifying the angular orientation of the control plate 27 with respect to the driving axis 6 of the Rear rotor 3. A rotation by the third actuator 17 of the main rod 21 and de facto of the secondary rod 22 rotatably connected with the main rod 21 via the auxiliary plate 24, causes a modification of the angular orientation of the adjoining plate 24 and as a result of the control plate 27 with respect to the drive shaft 6 of the tail rotor 3. In these orientation conditions of the plate 24 annex combining the bent position and the modification of the angular orientation of the adjoining plate 24 and as a result of the control plate 27, a longitudinal vector component of the thrust provided by the rear rotor 3 is generated with the effect of providing a propulsion e n translation of the rotorcraft 1. The orientation of the drive shaft 6 of the rear rotor 3 is kept constant by the mounting of the rear rotor 3 on the tail boom 4 of the rotorcraft 1, the possible contributions levitation and / or propulsion in translation of the rotorcraft provided by the rear rotor are obtained by a variation of orientation of the auxiliary plate and consequently by varying the orientation of the rotor disk 5 between said longitudinal-leaning orientation and said transverse-vertical orientation. The amplitude of the thrust produced by the rear rotor 3 can always be adapted according to the control of the yaw attitude of the rotorcraft 1 to be procured, under the effect of joint displacements in equal movements of the main rod 21 and of the secondary rod 22. A levitation contribution of the rotorcraft 1 can be provided by the rear rotor 3 by inclination of the auxiliary plate 24 in said tilted position providing a cyclic pitch variation of the blades 8 generating said vertical vector component of thrust CV 15 produced by the rear rotor 3. A propulsion in translation of the rotorcraft 1 can be provided by the rear rotor 3 by combining an inclination of the adjoining plate 24 in said tilted position and a modification of the angular orientation of the auxiliary plate 24, 20 providing a cyclic variation of the pitch of the blades 8 generating said CV vertical thrust vector component and / or said component The respective amplitudes of the vertical vector component of thrust CV and / or the longitudinal vector component of thrust CL 2 produced by the rear rotor 3 are selectively generated and / or regulated by variation. collective pitch of the blades and / or by varying the angular orientation of the auxiliary plate relative to the drive axis 6 of the rear rotor 3.
Le contrôle en lacet, l'apport en sustentation et/ou l'apport de propulsion en translation du giravion 1 sont procurés sélectivement et/ou progressivement par un rotor arrière 3 de structure simple monté latéralement au giravion suivant une orientation constante de son axe d'entraînement 6, en modifiant l'orientation du plateau annexe 24 par manoeuvre en translation et/ou en pivotement de la tige principale 21 et/ou de la tige secondaire 22.The yaw control, lift and / or translational propulsion of the rotorcraft 1 are provided selectively and / or progressively by a rear rotor 3 of simple structure mounted laterally to the rotorcraft in a constant orientation of its axis. 6, by modifying the orientation of the auxiliary plate 24 by translational and / or pivoting movement of the main rod 21 and / or the secondary rod 22.
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