FR3055311A1 - Giravion muni d'une voilure tournante et d'une helice orientable, et procede applique par ce giravion - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un giravion (1) comprenant un fuselage (2) surmonté d'un rotor principal (30). Le giravion (1) comprend une première hélice (10) et une deuxième hélice (20) entraîner en rotation respectivement autour d'un premier axe de rotation secondaire (51) et d'un deuxième axe de rotation secondaire (52). Un système de mobilité (60) déplace en rotation ladite deuxième hélice (20) par rapport au fuselage (2), ledit système de mobilité (60) déplaçant ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) par rapport au fuselage (2) d'une première position (POS1) où la deuxième hélice (20) exerce une poussée (P2) selon le premier sens (S1) à une deuxième position où la deuxième hélice (20) exerce une poussée selon un deuxième sens opposé au premier sens (S1).
Description
(57) La présente invention concerne un giravion (1) comprenant un fuselage (2) surmonté d'un rotor principal (30). Le giravion (1) comprend une première hélice (10) et une deuxième hélice (20) entraîner en rotation respectivement autour d'un premier axe de rotation secondaire (51) et d'un deuxième axe de rotation secondaire (52). Un système de mobilité (60) déplace en rotation ladite deuxième hélice (20) par rapport au fuselage (2), ledit système de mobilité (60) déplaçant ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) par rapport au fuselage (2) d'une première position (POS1) où la deuxième hélice (20) exerce une poussée (P2) selon le premier sens (S1) à une deuxième position où la deuxième hélice (20) exerce une poussée selon un deuxième sens opposé au premier sens (S1 ).
Giravion muni d’une voilure tournante et d’une hélice orientable, et procédé appliqué par ce giravion
La présente invention concerne un giravion muni d’une voilure tournante et d’une hélice orientable, et le procédé appliqué par ce procédé.
Les giravions sont des aéronefs munis d’une voilure tournante.
Un giravion connu comporte deux hélices et un rotor principal participant au moins partiellement à la sustentation de l’aéronef.
Ainsi, une première hélice et une deuxième hélice sont disposées latéralement de part et d’autre d’un fuselage du giravion. La première hélice et la deuxième hélice sont portées par deux demi-ailes s’étendant respectivement de part et d’autre dudit fuselage.
Le rotor principal et les deux hélices sont mis en rotation par une installation motrice. Cette installation motrice comporte au moins un moteur ainsi que trois chaînes de transmission de puissance débouchant sur le rotor principal, une première hélice et une deuxième hélice.
En outre, la première hélice et la deuxième hélice participent aussi au contrôle du mouvement en lacet du giravion.
Lors de phases de vol à haute vitesse d’avancement, la première hélice et la deuxième hélice peuvent ainsi générer respectivement une première poussée et une deuxième poussée selon des directions parallèles et des sens identiques. Un tel sens est dit « premier sens » par commodité. Par contre, la première poussée et la deuxième poussée présentent des intensités différentes afin de contrôler la position et le mouvement en lacet du giravion.
Lors des phases de décollage, d'atterrissage, de vol stationnaire et plus généralement de vol à faible vitesse d’avancement, la première hélice génère une poussée dans le même sens qu'en vol d'avancement à haute vitesse. La deuxième hélice peut par contre générer une poussée dans un sens opposé pour participer au contrôle de la position et du mouvement en lacet du giravion. En effet, dans des phases de vol à basse vitesse d’avancement, les hélices doivent de fait exercer des poussées plus faibles nécessitant un tel fonctionnement de ces hélices pour contrôler la position et le mouvement en lacet de l’aéronef.
Le pas des pales de la deuxième hélice est alors compris dans une large plage pour que la deuxième hélice puisse générer une poussée selon deux sens opposés. En effet, le pas des pales de la deuxième hélice peut être positif en vol d’avancement à haute vitesse et négatif à faible vitesse. Le profil notamment des pales de la deuxième hélice est par conséquent difficile à optimiser. Par suite, le rendement de la deuxième hélice est aussi difficile à optimiser.
Dès lors, l’entraînement notamment de la deuxième hélice peut requérir une puissance élevée. En particulier, le rendement de la deuxième hélice peut être faible à basse vitesse, et induire la nécessité de fournir une puissance importante à cette deuxième hélice à basse vitesse.
De plus, la chaîne de transmission de puissance mettant en mouvement la deuxième hélice doit de fait être surdimensionnée, au regard d’une chaîne de transmission ne devant pas transmettre des puissances importantes. Le coût et la masse de cette chaîne de transmission de puissance mettant en mouvement la deuxième hélice peuvent alors être relativement importants.
Des documents relatifs à des giravions de divers types sont connus mais ne donnent pas de solutions à ces problèmes.
Le document EP2690012 décrit un giravion muni d’un rotor principal. De plus, le giravion comporte deux hélices portées par une aile dite canard.
Le rotor principal est fixe. L’axe de rotation du rotor est ainsi immobile par rapport au fuselage.
Par contre, les deux hélices sont orientables pour notamment optimiser la stabilité du giravion. Une hélice orientable présente des pales effectuant une rotation autour d’un axe de rotation, cet axe de rotation étant mobile en rotation par rapport au fuselage de l’aéronef. Plus précisément, chaque axe de rotation peut effectuer une rotation autour d’un axe de basculement perpendiculaire à l’axe de roulis de l’aéronef.
D’autres giravions sont pourvus de rotors principaux orientables sans rapport avec l’invention.
Ainsi, le document US2007158494 décrit un giravion comprenant deux rotors principaux contrarotatifs orientables. L’axe de rotation des deux rotors principaux peut ainsi être basculé.
Les rotors principaux sont notamment orientables sensiblement sur une amplitude de 90 degrés d’une position extrémale leur permettant de participer à la sustentation vers une position extrémale leur permettant de participer à la propulsion de l’aéronef.
Ce giravion est dépourvu d’hélice en tant que telle.
Le document DE4422987 décrit un giravion comprenant deux rotors orientables pour participer à la propulsion ou à la sustentation de l’aéronef. Ce giravion est dépourvu d’hélice en tant que telle.
De même; le document W02008085195 décrit un giravion comprenant deux rotors orientables pour participer à la propulsion ou à la sustentation de l’aéronef. Ce giravion est dépourvu d’hélice en tant que telle.
Des tels giravions à rotors principaux orientables sont parfois dénommés « tilt rotor » en langue anglaise.
Le document US2011114798 présente un giravion comprenant un rotor principal. Le giravion comprend de plus deux hélices montées sur une aile avant du giravion.
Le document US2010065677 présente un giravion comprenant un rotor principal. Le giravion comprend de plus deux hélices montées sur une aile à flèche arrière du giravion.
Le document US2009321554 présente un giravion comprenant un rotor principal. Le giravion comprend de plus deux hélices montées sur une aile médiane du giravion.
La présente invention a alors pour objet de proposer un giravion comprenant un rotor principal et deux hélices qui ont des rendements visant à être optimisés.
Selon l’invention, un giravion comprend un fuselage et une surface sustentatrice fixée au fuselage. Le fuselage s’étend longitudinalement d’une queue vers un nez et transversalement d’un flanc gauche vers un flanc droit. Le fuselage est surmonté d’un rotor principal participant au moins partiellement à la sustentation du giravion voire partiellement à sa propulsion.
De plus, le giravion comprend une première hélice et une deuxième hélice portées par ladite surface sustentatrice. La première hélice et la deuxième hélice participent au moins partiellement à l’avancement du giravion et au contrôle du mouvement en lacet de ce giravion. La première hélice et la deuxième hélice sont agencées transversalement de part et d’autre du fuselage. De telles hélices sont parfois qualifiées « d’hélices propulsives » bien que ces hélices puissent exercer une poussée tendant à propulser ou à tracter le giravion.
Une installation motrice entraîne en rotation les pales du rotor principal ainsi que de la première hélice et de la deuxième hélice respectivement autour d’un axe de rotation principal ainsi que d’un premier axe de rotation secondaire et d’un deuxième axe de rotation secondaire.
Dès lors, le giravion comprenant un système de mobilité destiné à déplacer en rotation la deuxième hélice par rapport au fuselage, le système de mobilité déplaçant le deuxième axe de rotation secondaire par rapport au fuselage d’une première position où la deuxième hélice exerce une poussée selon un premier sens à une deuxième position où la deuxième hélice exerce une poussée selon un deuxième sens opposé au premier sens.
Selon une première proposition, le premier axe de rotation secondaire est immobile par rapport au fuselage, la première hélice exerçant en permanence une poussée selon le premier sens.
Selon une deuxième proposition, la première hélice est aussi mobile en rotation, le giravion comprenant un dispositif de mobilité destiné à déplacer en rotation la première hélice par rapport au fuselage. Eventuellement, le dispositif de mobilité de la première hélice peut comprendre les mêmes organes que le système de mobilité de la deuxième hélice.
Le terme « sens » fait référence à une poussée dirigée vers l’avant de l’aéronef ou vers l’arrière de l’aéronef, à savoir selon un sens parallèle à un sens allant d’un plan transversal de l’aéronef vers le nez ou la queue de l’aéronef. Un tel plan transversal peut comprendre un axe de tangage et un axe de lacet de l’aéronef.
Ainsi, le premier sens ou le deuxième sens correspond à un sens d’avancement de l’aéronef vers l’avant, l’autre sens correspondant à un sens opposé à ce sens d’avancement vers l’avant.
Le giravion est alors muni d’un rotor principal, d’une première hélice et d’une deuxième hélice. La première hélice peut être du type hélice fixe, le premier axe de rotation secondaire étant alors immobile par rapport au fuselage. Par contre, la deuxième hélice est une hélice orientable, le deuxième axe de rotation pouvant être basculé entre deux positions extrêmes, à savoir la première position et la deuxième position.
Eventuellement et hors phase de transition, la deuxième hélice peut être positionnée dans au moins une position intermédiaire située entre la première position et la deuxième position.
Par exemple et notamment lorsque la deuxième hélice effectue une rotation autour d’un axe vertical, la deuxième hélice peut s’arrêter dans une position intermédiaire pour des cas de vol latéral. La deuxième hélice participe alors à la propulsion de l’appareil, et peut tendre à minimiser l’angle d’assiette de la cabine.
Par exemple et notamment lorsque la deuxième hélice effectue une rotation autour d’un axe horizontal, la deuxième hélice peut s’arrêter dans une position intermédiaire pour pouvoir effectuer un vol stationnaire avec une assiette légèrement différente d’un hélicoptère conventionnel, et potentiellement améliorer la visibilité du pilote.
Ce giravion propose de modifier, éventuellement uniquement, l'orientation de la poussée exercée par la deuxième hélice en fonction des phases de vol, notamment afin de limiter la plage de pas de fonctionnement des hélices.
Par exemple, la deuxième hélice peut se trouver dans une position extrême en dessous d’un point de transition, et dans l’autre position extrême au dessus de ce point de transition. Par exemple, ce point de transition peut représenter une vitesse d’avancement de l’aéronef. Le point de transition peut correspondre à un moment où la deuxième hélice exerce une poussée nulle.
Ainsi, un art antérieur propose un giravion comprenant deux hélices fixes munies de pales présentant un pas pouvant être modifié selon une plage de pas importante. En effet, le pas des pales d’une deuxième hélice selon l’art antérieur peut prendre une valeur négative en dessous d’un point de transition et positive au dessus de ce point de transition.
Lorsque le giravion évolue à basse vitesse, un giravion à deux hélices non orientables positionne le pas d’une première hélice à un pas positif et le pas d’une deuxième hélice à un pas négatif, les pales des deux hélices étant identiques. Les deux hélices exercent alors des poussées selon des sens différents. Lorsque le giravion évolue à haute vitesse, un giravion à deux hélices non orientables positionne le pas de la première hélice à un pas positif et le pas de la deuxième hélice à un pas positif.
La plage de variation de pas de la deuxième hélice est donc importante.
A l’inverse, l’invention propose au moins une deuxième hélice pouvant être basculée pour réduire la plage de pas des pales de cette deuxième hélice, par exemple d’un facteur deux par rapport à un tel art antérieur.
Le pas des pales de la deuxième hélice est par exemple toujours positif. Par contre, la deuxième hélice peut être basculée pour exercer une poussée selon le même sens que la première hélice ou selon un sens contraire. Par exemple, lorsque le giravion selon l’invention évolue à basse vitesse, la deuxième hélice se trouve dans la deuxième position. A l’inverse, lorsque le giravion selon l’invention évolue à haute vitesse, la deuxième hélice se trouve dans la première position.
Ainsi, un art antérieur suggère de prévoir une hélice présentant des pales aptes à atteindre un pas négatif ou positif pour pouvoir inverser le sens de la poussée exercée par l’hélice, un pas nul induisant une poussée nulle de l’hélice.
A l’inverse, l’invention propose une hélice présentant des pales aptes à atteindre un pas nul et uniquement positif ou négatif, et de basculer cette hélice pour modifier le sens de la poussée exercée par l’hélice.
Par exemple, le basculement est réalisé lorsque la deuxième hélice exerce une poussée sensiblement nulle.
Cette plage de pas réduite permet d'optimiser le profil des pales, et par suite la traînée aérodynamique générée par les hélices.
Cette optimisation peut donc conduire à améliorer le rendement de la deuxième hélice orientable, et peut donc conduire à une réduction de la consommation en puissance de la deuxième hélice. A titre d’exemple, la puissance nécessaire à la génération d’une poussée négative avec une hélice fixe peut être jusqu’à deux fois plus importante que pour la génération d’une même poussée mais de sens positif.
Cette optimisation peut aussi conduire à réduire le niveau d’émission sonore de la deuxième hélice orientable. Cette optimisation peut aussi conduire à réduire la masse de la deuxième hélice et de la chaîne de transmission de puissance mettant en mouvement cette deuxième hélice.
D’autre part, en cas de présence d’une porte d’accès disposée à proximité de la deuxième hélice, la possibilité de changer l’orientation de la deuxième hélice permet d’augmenter le niveau de sécurité de l’aéronef lors d’une phase d’embarquement ou de débarquement des passagers réalisée avec des pales d’hélices en rotation. En effet, la deuxième hélice peut être positionnée dans une position augmentant la distance entre la porte d’accès de l’aéronef et cette deuxième hélice.
Le giravion peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent.
Ainsi, l’axe de rotation principal peut être immobile par rapport au fuselage.
Seule la deuxième hélice peut alors être éventuellement orientable.
Selon un autre aspect, le deuxième axe de rotation secondaire peut être mobile sur une plage angulaire de 180 degrés.
La deuxième hélice exerce alors dans la première position et la deuxième position une poussée exercée selon une même direction mais selon deux sens opposés.
Selon un autre aspect, la première hélice peut exercer une poussée uniquement selon ledit premier sens et une première direction, la deuxième hélice exerçant dans la première position une poussée parallèlement à la première direction et selon un sens identique au premier sens, la deuxième hélice exerçant dans la deuxième position une poussée parallèlement à la première direction et selon un sens opposé au premier sens.
La première direction peut être parallèle à un axe de roulis du giravion.
Selon un autre aspect, le système de mobilité peut comporter au moins un actionneur en prise sur un carter de la deuxième hélice.
Cet actionneur permet de basculer la deuxième hélice de sa première position vers sa deuxième position, et inversement.
L’actionneur peut comprendre par exemple, un moteur électrique, un vérin rotatif hydraulique, deux vérins linéaires hydrauliques...
Le système de mobilité peut comporter un dispositif de mesure mesurant la vitesse d’avancement de l’aéronef et une unité de traitement, ladite unité de traitement étant reliée au dit au moins un actionneur et au dispositif de mesure.
Un tel dispositif de mesure peut comprendre un système anémobarométrique usuel et/ou un système de positionnement par satellites par exemple.
Selon une première variante, la deuxième hélice peut être mise en mouvement par un arbre de transmission de puissance, ledit arbre de transmission de puissance s’étendant le long d’un axe d’extension jusqu’à une extrémité portant un premier pignon, ladite deuxième hélice comprend une roue engrenée par ledit premier pignon, une rotation de ladite roue sur elle-même engendrant une rotation des pales de la deuxième hélice autour du deuxième axe de rotation secondaire, ledit deuxième axe de rotation secondaire étant mobile en rotation autour dudit axe d’extension, ladite roue glissant sur ledit premier pignon lorsque la deuxième hélice est déplacée entre la première position et la deuxième position.
La rotation de la deuxième hélice s’effectue autour de l’axe de l’arbre de transmission de puissance mettant en mouvement la deuxième hélice.
Selon une deuxième variante, la deuxième hélice étant mise en mouvement par un arbre de transmission de puissance, ledit arbre de transmission de puissance s’étendant le long d’un axe d’extension jusqu’à une extrémité portant un premier pignon, ladite deuxième hélice comprend un deuxième pignon engrené par une roue intermédiaire en prise avec ledit premier pignon, une rotation du deuxième pignon sur lui-même engendrant une rotation des pales de la deuxième hélice autour du deuxième axe de rotation secondaire, ledit deuxième axe de rotation secondaire étant mobile en rotation autour d’un axe de basculement orthogonal à l’axe d’extension, ledit deuxième pignon glissant sur la roue intermédiaire lorsque la deuxième hélice est déplacée entre la première position et la deuxième position.
La rotation de la deuxième hélice s’effectue autour d’un axe de basculement perpendiculaire à l’arbre de transmission mettant en mouvement la deuxième hélice.
Indépendamment de la variante, l’axe d’extension peut être perpendiculaire à un plan antéropostérieur vertical de symétrie du giravion, le plan antéropostérieur comprenant un axe de roulis et un axe de lacet du giravion.
Alternativement, l’axe d’extension peut être parallèle au plan antéropostérieur vertical de symétrie du giravion.
Selon la réalisation, le deuxième axe de rotation secondaire peut basculer dans un plan parallèle au plan antéropostérieur vertical de symétrie du giravion, ou perpendiculaire à ce plan antéropostérieur vertical de symétrie du giravion
Par exemple, le deuxième axe de rotation secondaire est mobile en rotation autour d’un axe de basculement parallèle à un axe de lacet du giravion.
Selon un autre aspect, dans le cas d’une rotation du deuxième axe de rotation secondaire parallèlement au plan antéropostérieur et vers le haut à savoir vers le rotor principal, le giravion est dimensionné pour que les positions relatives du rotor principal et de la deuxième hélice soient suffisantes pour éviter des interférences entre eux.
Dans le cadre d’une rotation du deuxième axe de rotation secondaire parallèlement au plan antéropostérieur et vers le bas, le giravion peut être dimensionné pour que la garde au sol de la deuxième hélice soit suffisante pour éviter une interférence avec le sol le cas échéant.
Selon un autre aspect, la deuxième hélice peut être positionnée soit dans la première position soit dans la deuxième position dans une phase de vol stabilisée, une phase de vol stabilisée étant une phase de vol à basse vitesse ou une phase de vol à haute vitesse, ladite deuxième hélice étant déplacée entre la première position et la deuxième position durant une phase de vol transitoire se produisant entre deux phases de vol stabilisées, le système de mobilité comportant un système de modification cyclique modifiant cycliquement le pas des pales dudit rotor principal durant la phase de vol transitoire.
Un tel système de modification cyclique du pas des pales dudit rotor principal peut être un système usuel. Ce système de modification cyclique du pas des pales dudit rotor principal peut comporter au moins un vérin destiné à modifier une position d’un ensemble de plateaux cycliques relié aux pales du rotor principal par des bielles de pas.
Le vérin peut être directement relié à l’ensemble de plateaux cycliques, notamment dans le cadre de commandes de vol électriques.
De manière alternative, le vérin peut être indirectement relié à l’ensemble de plateaux cycliques, par exemple en étant interposé en série ou en parallèle sur une chaîne mécanique reliée à une servocommande articulée à l’ensemble de plateaux cycliques
La deuxième hélice peut être basculée de la première position à la deuxième position, et inversement, lorsque cette deuxième hélice exerce une poussée nulle pour ne pas perturber la stabilité de l’aéronef.
Toutefois, la variation du pas cyclique des pales du rotor principal permet d’assurer l’équilibre de l’aéronef en cas de présence d’une poussée résiduelle exercée par la deuxième hélice lors du basculement de cette deuxième hélice. La variation du pas cyclique des pales du rotor principal permet d’incliner le vecteur portance généré par le rotor principal pour compenser une telle poussée résiduelle lors d’une phase de transition.
Un tel système de modification cyclique peut aussi être utilisé si la deuxième hélice est positionnée dans une position intermédiaire comprise entre la première position et la deuxième position.
Outre un giravion, l’invention vise un procédé de contrôle du mouvement en lacet d’un tel giravion.
Le procédé comprend les étapes suivantes :
- positionnement de la deuxième hélice dans une première position durant une phase de vol prédéterminée dite « première phase de vol »,
- positionnement de la deuxième hélice dans une deuxième position durant une phase de vol prédéterminée dite « deuxième phase de vol ».
La deuxième hélice n’est donc pas en permanence basculée. Le basculement ne se produit que lorsque l’aéronef atteint un point de transition, voire une zone de transition.
Eventuellement, la deuxième hélice est positionnée dans la première position au dessus d’un premier seuil de vitesse d’avancement et dans la deuxième position en dessous d’un deuxième seuil de vitesse d’avancement, ladite première phase de vol étant une phase de vol à haute vitesse et ladite deuxième phase de vol étant une phase de vol à basse vitesse.
Le premier seuil de vitesse et le deuxième seuil de vitesse sont par exemple égaux. La transition peut par exemple s’opérer à une vitesse de l’ordre de 50 nœuds.
Dans le cadre d’une « automatisation » des commandes de vol pilotant le pas des pales de la première hélice et des pales de la deuxième hélice, le giravion peut comprendre des modes de fonctionnement qui varient en fonction de la position de la deuxième hélice. Par exemple, un premier mode de fonctionnement est appliqué lorsque le giravion évolue à faible vitesse et en particulier en vol stationnaire, un deuxième mode de fonctionnement étant appliqué lorsque le giravion évolue à haute vitesse.
Par exemple et à basse vitesse d’avancement, les commandes de pas des deux hélices peuvent varier de manière opposée. A l’inverse, à haute vitesse d’avancement, les commandes de pas des deux hélices peuvent varier de manière identique.
Les modes de fonctionnement peuvent par exemple comprendre des lois de pilotage appliquées par des commandes de vol électriques, les lois de pilotage variant en fonction de la position de la deuxième hélice.
Eventuellement, un capteur de position permet de déterminer ladite position de la deuxième hélice.
Dans le cadre de commandes de vols mécaniques, des dispositifs mécaniques peuvent induire une telle inversion.
De manière alternative, chaque hélice peut être pilotée de manière indépendante de l’autre hélice par un pilote à l’aide de commandes adaptées à cet effet.
Au moment de la transition entre deux positions, le mouvement en lacet peut être contrôlé en ajustant la poussée exercée par la première hélice et la vitesse air de l’aéronef.
Selon un autre aspect, durant une phase de vol transitoire se produisant lors du passage de la première phase de vol à la deuxième phase de vol ou du passage de la deuxième phase de vol à la première phase de vol, le procédé comporte l’étape suivante : modification cyclique du pas de pales dudit rotor principal.
L’invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent :
- la figure 1, un giravion selon l’invention avec une deuxième hélice dans une première position,
- la figure 2, un giravion selon l’invention avec une deuxième hélice dans une deuxième position,
- la figure 3, un graphique explicitant un avantage de l’invention,
- les figures 4 et 5, des schémas présentant des systèmes de mobilité d’une deuxième hélice,
- les figures 6 à 8, des figures présentant un giravion muni d’un système de modification cyclique du pas des pales du rotor principal.
Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d’une seule et même référence.
Trois directions X, Y et Z orthogonales les unes par rapport aux autres sont représentées sur les figures 1 à 4.
La première direction X est dite longitudinale. Le terme « longitudinal » est relatif à toute direction parallèle à la première direction X.
La deuxième direction Y est dite transversale. Le terme « transversal » est relatif à toute direction parallèle à la deuxième direction Y.
Enfin, la troisième direction Z est dite en élévation. L’expression « en élévation » est relative à toute direction parallèle à la troisième direction Z.
La figure 1 présente un giravion 1 selon l’invention.
Le giravion 1 comporte un fuselage 2. Le fuselage 2 s’étend longitudinalement d’une queue 4 vers un nez 3 le long d’un axe de roulis AXROL. De plus, le fuselage s’étend transversalement d’un flanc gauche 6 vers un flanc droit 5 le long d’un de tangage AXTANG. Enfin, le fuselage s’étend en élévation d’une surface inférieure 8 vers une surface supérieure 7 le long d’un axe de lacet AXLAC.
L’axe de roulis AXROL et l’axe de lacet AXLAC définissent conjointement un plan antéropostérieur PL1 vertical de symétrie du giravion 1.
L’axe de tangage AXTANG et l’axe de lacet AXLAC peuvent définir un plan transversal PL2 orthogonal au plan antéropostérieur PL1.
Classiquement, un train d’atterrissage peut saillir vers le bas de la surface inférieure 8 du fuselage.
Le giravion comporte une voilure tournante comprenant au moins un rotor principal 30. Ce rotor principal 30 surplombe la surface supérieure 7 du fuselage 2. Le rotor principal 30 est pourvu d’une pluralité de pales 31 reliées par exemple à un moyeu 32. Ces pales 31 sont dites « pales principales » par commodité.
Le rotor principal effectue une rotation autour d’un axe dénommé « axe de rotation principal 50 » pour participer au moins partiellement à la sustentation et/ou à la propulsion du giravion. Cet axe de rotation principal peut être immobile par rapport au fuselage 2.
Par ailleurs, le giravion 1 comporte une surface sustentatrice 9 qui s’étend sensiblement transversalement de part et d’autre du fuselage. Cette surface sustentatrice 9 peut par exemple comprendre une demi-aile gauche 91 s’étendant à partir du flanc gauche 6 et une demi-aile droite 92 s’étendant à partir du flanc droit 5.
La surface sustentatrice porte une première hélice 10 et une deuxième hélice 20. Par exemple, la demi-aile gauche 91 porte la première hélice 10, et la demi-aile droite 92 porte la deuxième hélice 20. La première hélice 10 et la deuxième hélice 20 sont donc agencées transversalement de part et d’autre du fuselage 2.
La première hélice 10 comporte un carter 11 et une pluralité de pales dénommées par commodité « première pale secondaire 12 ». Les premières pales secondaires 12 effectuent un mouvement rotatif par rapport au carter autour d’un axe dit « premier axe de rotation secondaire 51 ».
La deuxième hélice 20 comporte un carter 21 et une pluralité de pales dénommées par commodité « deuxième pale secondaire 22 ». Les deuxièmes pales secondaires 22 effectuent un mouvement rotatif par rapport au carter autour d’un axe dit « deuxième axe de rotation secondaire 52 ».
Les deuxièmes pales secondaires 22 et les premières pales secondaires 12 peuvent être identiques.
Par ailleurs, le giravion 1 comporte une installation motrice 35 pour mettre en mouvement les pales de la première hélice 10, la deuxième hélice 20, et le rotor principal 30.
Une telle installation motrice 35 peut comporter au moins un moteur 36 et une chaîne mécanique reliant le moteur à la première hélice 10 ainsi qu’à la deuxième hélice 20 et au rotor principal 30. Les moteurs sont par exemple agencés dans le fuselage, et en particulier dans une moitié supérieure du fuselage.
Par exemple, la chaîne mécanique inclut une boîte de transmission de puissance 37 munie d’un mât rotor entraînant en rotation le rotor principal. De plus, cette boîte de transmission est agencée dans le fuselage et peut être reliée à une première chaîne de transmission 38 de puissance entraînant en rotation la première hélice 10. De même, cette boîte de transmission peut être reliée à une deuxième chaîne de transmission 39 de puissance entraînant en rotation la deuxième hélice 20.
D’autres architectures sont envisageables.
Selon un autre aspect et selon une première proposition, le premier axe de rotation secondaire 51 est immobile par rapport au fuselage 2. Le carter 11 de la première hélice 10 est fixé à la demiaile gauche 91 par des moyens d’immobilisation. La première hélice 10 est donc une hélice fixe, à savoir une hélice pourvue de pales effectuant une rotation autour d’un axe immobile par rapport au fuselage 2. Le premier axe de rotation secondaire 51 est immobile dans un référentiel du giravion. Ce référentiel peut être basé sur les axes de roulis AXROL, de tangage AXTANG et de lacet AXLAC. Alternativement, le référentiel du giravion est parfois basé sur trois axes concourants au niveau du nez de l’aéronef par exemple.
Dès lors, la première hélice 10 exerce en permanence une poussée dite « première poussée P1 » selon un premier sens S1. Ce premier sens S1 peut être un sens dirigé vers l’avant de l’aéronef, à savoir un sens allant du plan transversal PL2 vers le nez 3.
En particulier, la première poussée P1 est représentée par un vecteur qui est disposé selon une direction dite « première direction D1 » et est dirigé selon le premier sens. La première direction D1 peut être parallèle au plan antéropostérieur PL1, voire à l’axe de roulis AXROL.
A l’inverse, le deuxième axe de rotation secondaire 52 est mobile par rapport au fuselage 2 et donc dans le référentiel du giravion. La deuxième hélice 20 est donc une hélice orientable, à savoir une hélice pourvue de pales effectuant une rotation autour d’un axe mobile en rotation par rapport au fuselage 2. Le carter 21 de la deuxième hélice 10 est fixé à la demi-aile droite 92 par des moyens de mobilité conférant un degré de liberté en rotation à la deuxième hélice par rapport à la demi-aile droite 92.
Dès lors, le giravion 1 est muni d’un système de mobilité 60. Ce système de mobilité 60 permet de déplacer en rotation la deuxième hélice 20 et le deuxième axe de rotation secondaire 52 dans des conditions prédéterminées. Le basculement de la deuxième hélice 20 et du deuxième axe de rotation secondaire 52 peut être réalisé automatiquement par le système de mobilité 60 dans des conditions prédéterminées, voire peut être requis par un pilote manœuvrant des organes dédiés.
En particulier, la deuxième hélice 20 et le deuxième axe de rotation secondaire 52 peuvent être basculés autour d’un axe de basculement AXBAS.
Selon une première alternative, l’axe de basculement AXBAS est un axe de basculement vertical AXBAS1 parallèle au plan antéropostérieur PL1 voire à l’axe de lacet AXLAC. Le deuxième axe de rotation secondaire 52 effectue alors une rotation latérale dans un plan orthogonal au plan antéropostérieur PL1 et au plan transversal PL2.
Selon une deuxième alternative, l’axe de basculement AXBAS est un axe de basculement horizontal AXBAS2 perpendiculaire au plan antéropostérieur PL1 voire à l’axe de roulis AXROL. Le deuxième axe de rotation secondaire effectue alors une rotation vers le haut ou vers le bas, à savoir vers le rotor principal ou vers le sol, dans un plan parallèle au plan antéropostérieur PL1.
Pour basculer la deuxième hélice 20, le système de mobilité 60 peut comporter au moins un actionneur 61 en prise sur le carter 21 de la deuxième hélice 20.
Cet actionneur 61 peut être commandé par un organe manoeuvré par un pilote ou encore automatiquement.
Ainsi, le système de mobilité 60 peut comporter un dispositif de mesure 63 mesurant la vitesse d’avancement du giravion 1 et une unité de traitement 62. L’unité de traitement 62 est alors reliée à chaque actionneur 61 et au dispositif de mesure 63.
L’unité de traitement 62 peut comprendre par exemple un processeur exécutant des instructions mémorisés dans une mémoire non volatile, un circuit intégré, un système programmable, un circuit logique, ces exemples ne limitant pas la portée donnée à l’expression « unité de traitement ».
Le dispositif de mesure 63 peut comprendre un anémomètre ou encore un système de positionnement par satellites. Enfin l’actionneur peut comprendre un ou plusieurs vérins électriques, hydrauliques, ou pneumatiques par exemple.
Dans ces conditions, le système de mobilité 60 déplace le deuxième axe de rotation secondaire 52 par rapport au fuselage 2 si nécessaire.
Dès lors, la deuxième hélice 20 peut exercer une poussée dite « deuxième poussée P2 » selon une pluralité de sens. En particulier, le deuxième axe de rotation secondaire 52 peut par exemple être basculé sur une amplitude de 180 degrés pour que la deuxième poussée P2 puisse être exercée selon une même direction et deux sens opposés.
Ainsi, la deuxième poussée P2 peut être dirigée selon le premier sens S1 lorsque le deuxième axe de rotation secondaire 52 et la deuxième hélice 20 se trouvent dans la première position, et dans un deuxième sens opposé au premier sens S1 lorsque le deuxième axe de rotation secondaire 52 et la deuxième hélice 20 se trouvent dans une deuxième position.
Selon le procédé appliqué, le système de mobilité 60 peut positionner la deuxième hélice 20 dans la première position POS1 durant une phase de vol prédéterminée dite « première phase de vol PH1 ».
Dans cette première position POS1, la deuxième hélice 20 exerce donc une deuxième poussée P2 selon un sens identique au premier sens S1, voire selon une deuxième direction D2 parallèle à la première direction D1 suivie par la première poussée P1.
La première poussée P1 et la deuxième poussée P2 sont représentées par deux vecteurs parallèles entre eux et dirigés selon le même premier sens S1.
Néanmoins, la première poussée P1 et la deuxième poussée P2 peuvent avoir des modules différents pour le contrôle du mouvement en lacet du giravion.
En référence à la figure 2, le système de mobilité 60 positionne la deuxième hélice 20 dans la deuxième position POS2 durant une phase de vol prédéterminée dite « deuxième phase de vol PH2 ».
Dans cette deuxième position POS2, la deuxième hélice 20 exerce donc une deuxième poussée P2 selon un deuxième sens S2 opposé au premier sens S1. Le deuxième sens peut être un sens dirigé vers l’arrière de l’aéronef, à savoir un sens allant du plan transversal PL2 vers la queue 4, le premier sens étant un sens dirigé vers l’avant de l’aéronef.
La deuxième poussée P2 peut être exercée selon une deuxième direction D2 parallèle à la première direction D1. La première poussée P1 et la deuxième poussée P2 sont alors représentées par deux vecteurs parallèles entre eux et dirigés respectivement selon le premier sens S1 et le deuxième sens S2.
Dans cette deuxième position POS2, la première hélice 10 et la deuxième hélice 20 participent conjointement au contrôle du mouvement en lacet de l’aéronef.
En référence à la figure 3, la première phase de vol PH1 peut être une phase de vol à haute vitesse de déplacement du giravion, et la deuxième phase de vol PH2 peut être une phase de vol à basse vitesse de déplacement du giravion.
Cette figure 3 illustre l’avantage de l’invention au travers d’un graphique présentant le pas PAS des pales d’un rotor en ordonnée et la vitesse d’avancement du giravion en abscisse. La première courbe C1 illustre le pas des premières pales de la première hélice. La deuxième courbe C2 illustre le pas des deuxièmes pales de la deuxième hélice selon l’invention. Enfin, la troisième courbe C3 illustre le pas des pales d’une deuxième hélice fixe selon l’art antérieur.
Selon le procédé de l’invention, la deuxième hélice 20 est positionnée dans la première position POS1 au dessus d’un premier seuil de vitesse V1 de déplacement et dans la deuxième position POS2 en dessous d’un deuxième seuil de vitesse V2 de déplacement.
Le premier seuil de vitesse V1 et le deuxième seuil de vitesse V2 peuvent être identiques pour matérialiser un point de transition. Ce point de transition est atteint lorsque le pas des pales de la deuxième hélice est nul pour produire une deuxième poussée sensiblement nulle.
Selon la troisième courbe C3, une deuxième hélice fixe de l’art antérieur induit la possibilité d’atteindre un angle de pas positif et négatif pour exercer une poussée selon deux sens opposés. Dès lors, la plage de variation de pas 500 est très étendue.
A l’inverse et selon la deuxième courbe C2, une deuxième hélice orientable selon l’invention peut uniquement posséder un angle de pas positif ou nul. En effet, pour exercer une poussée selon deux sens opposés, il suffit de basculer la deuxième hélice autour de son axe de basculement. Dès lors, la plage de variation de pas 400 d’une deuxième hélice selon l’invention est restreinte, et par exemple de l’ordre de la moitié de la plage de variation de pas 500 d’une deuxième hélice selon l’art antérieur.
Selon un autre aspect, les figures 4 et 5 illustrent des systèmes de basculement de la deuxième hélice.
En référence à la figure 4 et indépendamment de la variante, la deuxième hélice 20 comprend un carter 21 mobile en rotation autour de l’axe de basculement AXBAS de cette deuxième hélice. Ainsi, des moyens de roulement 27 peuvent être interposés entre le carter 21 portant la deuxième hélice 20 et le carter 92 immobile en rotation, lié à la surface sustentatrice. De tels moyens de roulement permettent de guider le mouvement rotatif de la deuxième hélice. Les moyens de roulement comprennent par exemple des paliers, voire des roulements à billes ou à rouleaux.
Les deuxièmes pales 22 de la deuxième hélice 20 sont mises en mouvement par un arbre d’entrainement 23, pouvant être confondu ou relié à l’arbre de transmission de puissance 393. L’arbre d’entrainement 23 s’étend le long d’un deuxième axe de rotation secondaire 52 de la deuxième hélice 20. De plus, l’arbre d’entrainement 23 s’étend partiellement en dehors du carter 21 et traverse ce carter 21 pour être solidarisé à un organe denté de sortie 240 logé dans le carter 21.
Par ailleurs, la deuxième hélice 20 peut être entraînée en rotation par un arbre de transmission de puissance 393 d’une deuxième chaîne de transmission de puissance. Cet arbre de transmission de puissance 393 s’étend dans la surface sustentatrice le long d’un axe d’extension AXEXT en dehors du carter 21 jusqu’à une extrémité 394 logée dans le carter 21. Cette extrémité 394 est solidaire d’un organe denté dénommé « premier pignon 395 ». Le premier pignon est par exemple un pignon conique qui est muni d’un secteur conique denté 3951.
Dès lors et selon la première variante de la figure 4, l’organe denté de sortie 240 comprend une roue 24 agencée dans le carter 21. La roue 24 est reliée directement à l’arbre de sortie 23, ou indirectement. La roue 24 est par exemple une roue conique munie d’un secteur conique denté 241. Cette roue 24 est engrenée par le premier pignon 395.
Par conséquent, une rotation de l’arbre de transmission de puissance 393 entraîne la rotation du premier pignon 395, et par suite de la roue 24, puis la rotation des pales de la deuxième hélice autour du deuxième axe de rotation secondaire.
En outre, la roue 24 peut glisser le long des dents du premier pignon 395. Dès lors, un mouvement de l’actionneur 61 entraîne une rotation de la deuxième hélice 20 autour de l’axe de basculement AXBAS, cette rotation étant autorisée par le déplacement de la roue 24 le long de la circonférence du premier pignon.
Pour permettre une rotation de la deuxième hélice 20 autour d’un axe de basculement parallèle au plan antéropostérieur PL1, l’axe d’extension AXEXT de l’arbre de transmission de puissance 393 est perpendiculaire à ce plan antéropostérieur PL1.
A l’inverse et pour permettre une rotation de la deuxième hélice 20 autour d’un axe de basculement dans un plan perpendiculaire au plan antéropostérieur PL1, l’axe d’extension AXEXT de l’arbre de transmission de puissance 393 est parallèle à ce plan antéropostérieur PL1.
Selon la deuxième variante de la figure 5, l’organe denté de sortie 240 comprend un deuxième pignon 25 agencé dans le carter 21. Le deuxième pignon 25 est relié directement à l’arbre de sortie 23, ou indirectement. Le deuxième pignon 25 est par exemple une roue conique munie d’un secteur conique denté 251.
En outre, la deuxième hélice comporte une roue intermédiaire 26. La roue intermédiaire 26 est par exemple une roue conique munie d’un secteur conique denté 261. La roue intermédiaire peut être portée par une tige solidaire du carter 21, la roue intermédiaire pouvant effectuer une rotation sur elle-même par rapport à cette tige.
La roue intermédiaire 26 est engrenée par le premier pignon 395, et engrène le deuxième pignon 25.
Par conséquent, une rotation de l’arbre de transmission de puissance 393 entraîne la rotation de la roue intermédiaire 26 sur elle-même, et par suite du deuxième pignon 25 puis la rotation des pales de la deuxième hélice 20 autour du deuxième axe de rotation secondaire 52.
La figure 5 illustre le fait que le deuxième axe de rotation secondaire 52 et l’axe d’extension AXEXT sont perpendiculaires à l’axe de rotation de la roue intermédiaire sur elle-même qui est confondu avec l’axe de basculement AXBAS.
En outre, le deuxième pignon 25 peut glisser le long des dents de la roue intermédiaire 26. Dès lors, un mouvement de l’actionneur 61 entraîne une rotation de la deuxième hélice 20 autour de l’axe de basculement AXBAS, cette rotation étant autorisée par le déplacement du deuxième pignon 25 le long de la circonférence de la roue intermédiaire 26.
Pour permettre une rotation de la deuxième hélice 20 autour d’un axe de basculement parallèle au plan antéropostérieur PL1, l’axe d’extension AXEXT de l’arbre de transmission de puissance 393 est parallèle à ce plan antéropostérieur PL1.
A l’inverse et pour permettre une rotation de la deuxième hélice 20 autour d’un axe de basculement dans un plan perpendiculaire au plan antéropostérieur PL1, l’axe d’extension AXEXT de l’arbre de transmission de puissance 393 est perpendiculaire à ce plan antéropostérieur PL1.
Selon un autre aspect et en référence à la figure 6, la deuxième hélice 20 est positionnée soit dans la première position POS1 soit dans la deuxième position POS2 dans une phase de vol stabilisée. Une telle phase de vol stabilisée est une phase de vol à basse vitesse, par exemple réalisée à une vitesse d’avancement inférieure à 50 nœuds, ou une phase de vol à haute vitesse, par exemple réalisée à une vitesse d’avancement supérieure à 50 nœuds.
Lors du passage de la première position à la deuxième position, et inversement, le giravion évolue dans une phase de vol dite « transitoire » ou « intermédiaire ». Favorablement, la deuxième hélice est basculée lorsque cette deuxième hélice ne produit aucune poussée.
Si le basculement s’accompagne de la présence d’une poussée résiduelle exercée par la deuxième hélice 20, le système de mobilité 60 peut comporter un système de modification cyclique qui modifie cycliquement et voire automatiquement le pas principal des pales principales 31 du rotor principal 30 durant la phase de vol transitoire.
Classiquement, le pas des pales d’un rotor principal peut par exemple être modifié par un ensemble de plateaux cycliques 71 mobiles par rapport au mât rotor. L’ensemble de plateaux cycliques comprend un plateau non tournant 72 qui est fixé au giravion par un compas par exemple, et un plateau tournant 73 qui est solidaire en rotation du rotor principal par l’intermédiaire d’un ou plusieurs compas, ou autre 30. Le plateau tournant 73 est relié à chaque pale principale 31 par une bielle de pas 74. A l’inverse, le plateau non tournant 72 est relié à un système de commandes de vol à l’intérieur duquel figurent soit des vérins électriques soit des servocommandes hydrauliques commandées par des chaînes mécaniques et/ou électriques.
Le système de modification cyclique 70 peut alors comporter au moins un vérin 75 destiné à modifier la position de l’ensemble de plateaux cycliques 71, à savoir agissant directement sur le plateau non tournant 72 ou un vérin agissant sur une chaîne de commande reliée au plateau non tournant 72.
Ainsi, lors d’une phase de vol transitoire, l’unité de traitement 62 ou le pilote peut commander un tel vérin pour incliner le vecteur de portance P3 du rotor principal afin de stabiliser le giravion, par exemple pour maintenir l’assiette de l’aéronef constante.
Selon le procédé, le pas de pales 31 du rotor principal 30 est alors modifié cycliquement.
La figure 6 illustre une phase de vol transitoire avec un basculement vers le bas de la deuxième hélice 20.
La figure 7 illustre une phase de vol transitoire avec un basculement vers le haut de la deuxième hélice 20.
La figure 8 illustre une phase de vol transitoire avec un basculement latéral de la deuxième hélice 20.
Eventuellement et durant certains cas de vol, la deuxième hélice est maintenue volontairement dans une position intermédiaire disposée entre la première position et la deuxième position.
Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en œuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu’il n’est pas concevable d’identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention.
Par exemple, selon une deuxième proposition, la deuxième hélice est une hélice orientable, mais la première hélice est aussi une hélice orientable. Dès lors, l’aéronef peut comprendre un système de mobilité du type décrit précédemment pour basculer la deuxième hélice, mais aussi un dispositif de mobilité pour basculer la première hélice.
Claims (19)
- REVENDICATIONS1. Giravion (1) comprenant un fuselage (2) et une surface sustentatrice (9) fixée au fuselage (2), ledit fuselage (2) s’étendant longitudinalement d’une queue (4) vers un nez (3) et transversalement d’un flanc gauche (6) vers un flanc droit (5), ledit fuselage (2) étant surmonté d’un rotor principal (30) participant au moins partiellement à la sustentation du giravion (1), ledit giravion (1) comprenant une première hélice (10) et une deuxième hélice (20) portées par ladite surface sustentatrice (9), la première hélice (10) et la deuxième hélice (20) étant agencées transversalement de part et d’autre dudit fuselage (2), une installation motrice (35) entraînant en rotation des pales du rotor principal (30) ainsi que de la première hélice (10) et de la deuxième hélice (20) respectivement autour d’un axe de rotation principal (50) ainsi que d’un premier axe de rotation secondaire (51) et d’un deuxième axe de rotation secondaire (52), caractérisé en ce que ledit giravion (1) comprenant un système de mobilité (60) destiné à déplacer en rotation ladite deuxième hélice (20) par rapport au fuselage (2), ledit système de mobilité (60) déplaçant ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) par rapport au fuselage (2) d’une première position (POS1) où la deuxième hélice (20) exerce une poussée (P2) selon un premier sens (S1) à une deuxième position (POS2) où la deuxième hélice (20) exerce une poussée selon un deuxième sens (S2) opposé au premier sens (S 1 ).
- 2. Giravion selon la revendication 1, caractérisé en ce que le premier axe de rotation secondaire (51) est immobile par rapport au fuselage (2), la première hélice (10) exerçant en permanence une poussée (P1) selon ledit premier sens.
- 3. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que l’axe de rotation principal (50) est immobile par rapport au fuselage (2).
- 4. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) est mobile sur une plage angulaire de 180 degrés minimum.
- 5. Giravion selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite première hélice (10) exerce une poussée selon ledit premier sens (S1) et une première direction (D1), la deuxième hélice (20) exerçant dans la première position (POS1) une poussée (P2) parallèlement à la première direction (D1) et selon un sens identique au premier sens (S1), la deuxième hélice (20) exerçant dans la deuxième position (POS2) une poussée (P2) parallèlement à la première direction (D1) et selon un sens (S2) opposé au premier sens (S1).
- 6. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit système de mobilité (60) comporte au moins un actionneur (61) en prise sur un carter (21) de la deuxième hélice (20).
- 7. Giravion selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit système de mobilité (60) comporte un dispositif de mesure (63) mesurant la vitesse d’avancement du giravion (1) et une unité de traitement (62), ladite unité de traitement (62) étant reliée au dit au moins un actionneur (61) et au dispositif de mesure (63).
- 8. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ladite deuxième hélice (20) étant mise en mouvement par un arbre de transmission de puissance (393), ledit arbre de transmission de puissance (393) s’étendant le long d’un axe d’extension (AXEXT) jusqu’à une extrémité (394) portant un premier pignon (395), ladite deuxième hélice (20) comprend une roue (24) engrenée par ledit premier pignon (395), une rotation de ladite roue (24) sur elle-même engendrant une rotation des pales (22) de la deuxième hélice (20) autour du deuxième axe de rotation secondaire (52), ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) étant mobile en rotation autour dudit axe d’extension (AXEXT), ladite roue (24) glissant sur ledit premier pignon (395) lorsque la deuxième hélice (20) est déplacée entre la première position (POS1) et la deuxième position (POS2).
- 9. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ladite deuxième hélice (20) étant mise en mouvement par un arbre de transmission de puissance (393), ledit arbre de transmission de puissance (393) s’étendant le long d’un axe d’extension (AXEXT) jusqu’à une extrémité (394) portant un premier pignon (395), ladite deuxième hélice (20) comprend un deuxième pignon (25) engrené par une roue intermédiaire (26) en prise avec ledit premier pignon (395), une rotation du deuxième pignon (25) sur lui-même engendrant une rotation des pales (22) de la deuxième hélice (20) autour du deuxième axe de rotation secondaire (52), ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) étant mobile en rotation autour d’un axe de basculement (AXBAS) orthogonal à l’axe d’extension (AXEXT), ledit deuxième pignon (25) glissant sur la roue intermédiaire (26) lorsque la deuxième hélice (20) est déplacée entre la première position (POS1) et la deuxième position (POS2).
- 10. Giravion selon l’une quelconque des revendications 8 à 9, caractérisé en ce que ledit axe d’extension (AXEXT) est perpendiculaire à un plan antéropostérieur (PL1) vertical de symétrie du giravion, ledit plan antéropostérieur (PL1) comprenant un axe de roulis (AXROL) et un axe de lacet (AXLAC) du giravion d).
- 11. Giravion selon l’une quelconque des revendications 8 à 9, caractérisé en ce que ledit axe d’extension (AXEXT) est parallèle à un plan antéropostérieur (PL1) vertical de symétrie du giravion, ledit plan antéropostérieur (PL1) comprenant un axe de roulis (AXROL) et un axe de lacet (AXLAC) du giravion (1).
- 12. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à11, caractérisé en ce que ledit deuxième axe de rotation secondaire (52) est mobile en rotation autour d’un axe de basculement (AXBAS) parallèle à un axe de lacet (AXLAC) du giravion.
- 13. Giravion selon l’une quelconque des revendications 1 à12, caractérisé en ce que ladite deuxième hélice (20) est positionnée soit dans la première position (POS1) soit dans la deuxième position (POS2) dans une phase de vol stabilisée, une phase de vol stabilisée étant une phase de vol à basse vitesse ou une phase de vol à haute vitesse, ladite deuxième hélice (20) étant déplacée entre la première position (POS1) et la deuxième position (POS2) durant une phase de vol transitoire se produisant entre deux phases de vol stabilisées, le système de mobilité (60) comportant un système de modification cyclique (70) modifiant cycliquement un pas des pales (31) dudit rotor principal (30) durant la phase de vol transitoire.
- 14. Giravion selon la revendication 13, caractérisé en ce que ledit système de modification cyclique (70) comporte au moins un vérin (75) destiné à modifier une position d’un ensemble de plateaux cycliques (71) relié aux pales (31) du rotor principal (30) par des bielles de pas (74).
- 15. Procédé de contrôle du mouvement en lacet d’un giravion (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 14, le procédé comprenant les étapes suivantes :- positionnement de la deuxième hélice (20) dans une première position (POS1) durant une phase de vol prédéterminée dite « première phase de vol (PH1) », la deuxième hélice (20) exerçant une poussée (P2) selon un premier sens (S1) dans la première position (POS1).- positionnement de la deuxième hélice (20) dans une deuxième position (POS2) durant une phase de vol prédéterminée dite « deuxième phase de vol (PH2) », la deuxième hélice (20) exerçant une poussée (P2) selon un deuxième sens (S2) opposé au premier sens (S1) dans la deuxième position (POS2).
- 16. Procédé de contrôle du mouvement en lacet selon la revendication 15, caractérisé en ce que ladite deuxième hélice (20) est positionnée dans la première position (POS1) au dessus d’un premier seuil de vitesse (V1) et dans la deuxième position (POS2) en dessous d’un deuxième seuil de vitesse (V2), ladite première phase de vol (PH1) étant une phase de vol à haute vitesse et ladite deuxième phase de vol (PH2) étant une phase de vol à basse vitesse.5
- 17. Procédé de contrôle du mouvement en lacet la revendication 16, caractérisé en ce que le premier seuil de vitesse (V1) et le deuxième seuil de vitesse (V2) sont égaux.
- 18. Procédé de contrôle du mouvement en lacet selon l’une 10 quelconque des revendications 15 à 17, caractérisé en ce que durant une phase de vol transitoire se produisant lors du passage de la première phase de vol (PH1) à la deuxième phase de vol (PH2) ou du passage de la deuxième phase de vol (PH2) à la première phase de vol (PH1), le procédé15 comporte l’étape suivante : modification cyclique d’un pas de pales (31) dudit rotor principal (30).1/3D2;52;POS1AXTANG;PL2AXBAS;AXBAS2PL1;AXROL
- 22 AXBAS; / AXBAS 1 20;POS1D2500
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