WO2006075096A1 - Dispositif d'orientation de la tete de rotor pour helicoptere - Google Patents

Dispositif d'orientation de la tete de rotor pour helicoptere Download PDF

Info

Publication number
WO2006075096A1
WO2006075096A1 PCT/FR2006/000067 FR2006000067W WO2006075096A1 WO 2006075096 A1 WO2006075096 A1 WO 2006075096A1 FR 2006000067 W FR2006000067 W FR 2006000067W WO 2006075096 A1 WO2006075096 A1 WO 2006075096A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotor head
head
fuselage
rotor
helicopter
Prior art date
Application number
PCT/FR2006/000067
Other languages
English (en)
Other versions
WO2006075096A8 (fr
Inventor
Bernard De Salaberry
Pierre Maillard
Original Assignee
Bernard De Salaberry
Pierre Maillard
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bernard De Salaberry, Pierre Maillard filed Critical Bernard De Salaberry
Priority to GB0712603A priority Critical patent/GB2436258B/en
Publication of WO2006075096A1 publication Critical patent/WO2006075096A1/fr
Publication of WO2006075096A8 publication Critical patent/WO2006075096A8/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially

Definitions

  • the present invention relates first of all to the realization of the means for orienting the rotor head of a pendulum - controlled helicopter.
  • the rotor head generally comprises two counter-rotating rotors and is fixed to the fuselage by means of a ball joint which enables it to be oriented in roll and pitch, relative to said fuselage, by a steering control, at the same time. help of cylinders for example.
  • This invention also applies to conventional helicopters whose movements of the rotor plane are controlled by cyclic variations of the pitch of the blades. It also applies to any vertical take - off aircraft equipped with rotors whose orientation or orientation could be varied with respect to the structure.
  • US Patent No. 5,791,592 discloses a pendulum-controlled helicopter whose orientation of the rotor head is controlled by two hydraulic cylinders.
  • French Patent No. 2,801,034 describes a pendulum-controlled helicopter whose rotor head is also controlled by two jacks but which is characterized by a displacement of said rotor head greater than ⁇ 10 ° and by its automatic control means. the orientation of said head.
  • the steering control device of the rotor head according to the invention provides a decisive advantage because, not only does it provide a very high level of redundancy of the said control, but it guarantees a very high reactivity of the machine and makes it possible to measure gusts of wind. This last feature is particularly advantageous for facilitating takeoff and landing maneuvers on a boat.
  • the invention consists in using at least three jacks and preferably six jacks in order to carry out the steering control of the rotor head, to use a measurement of the force exerted by the jacks to calculate the horizontal wind and to introduce into the calculation of the cylinder control a combination of angular velocities of the fuselage and the rotor head to increase the responsiveness of the helicopter.
  • the invention applies to any aircraft for which the direction of action of propellers or rotors relative to the fuselage is changed.
  • the invention applies both to non-piloted aircraft and to piloted aircraft, with thermal or electric engines.
  • the invention therefore relates to a device for orienting the rotor head for a helicopter with pendulum steering of the type comprising;
  • orientation means comprise at least three jacks.
  • FIG. 1 is a cutaway perspective view of a pendular pilot helicopter according to the prior art
  • FIG. 2 is a perspective view of a first embodiment of the device according to the invention
  • FIG. 3 is an enlarged view of the rotor head of FIG.
  • FIG. 4 is a block diagram of the control of the jacks of the device of FIG. 2,
  • FIG. 5 is a schematic representation of the angles of rotation of the rotor head with respect to the fuselage
  • FIG. 6 is a variant of the block diagram of the control of the jacks of the device of FIG. 2
  • FIG. 7 is a perspective view of a preferred embodiment of the device according to the invention.
  • FIG. 8 is an enlarged view of the rotor head of the device of FIG. 6, and
  • FIG. 9 is a diagram of the control of the jacks of the device of FIG. 7.
  • FIG. 1 shows an example of an unmanned embodiment of a pendulum-controlled helicopter according to the prior art. It comprises :
  • a rotor head 2 connected to the fuselage 1 by a ball joint 3, - two cylinders, respectively 4 and 5, connecting the fuselage 1 to the rotor head 2, so as to control the orientation of said rotor head, pitch and roll, with respect to said fuselage 1,
  • the fuselage, mounted on a landing gear 8, comprises:
  • This helicopter comprises: a fuselage 1 having a reference trihedron of which a first axis 29 is the roll axis of the machine, a second axis 30 is the pitch axis and a third axis 31 is the yaw axis, a rotor head 12, having an axis 28, equipped with two rotors 13 and 14 counter-rotating and a control plate
  • Guidance 15 preferably circular and perpendicular to the f axis 28 of the rotor head, a joint, of cardan type, not visible in the figure, between said fuselage 1 and said rotor head 12 and having a center or point articulation 16 preferably located in the plane of the orientation control plate 15, at least three cylinders 17, 18 and 19, preferably electric, but which can be hydraulic or pneumatic, fixed on the fuselage for example via a plate 20 and acting, with the aid of at least three control rods 21, 22 and 23, hinged on at least three points of application of the forces 24, 25 and 27 located on the periphery of the
  • the three points of application of the forces 24, 25 and 27 of the control rods 21, 22 and 23 of the jacks are located substantially at 120 ° from each other on the periphery of the orientation plate 15. of the rotor head 12.
  • the cylinders are positioned on the plate 20 and thus on the fuselage so that their control rods 21, 22 and 23 are substantially parallel to the axis 28 of the rotor head when the latter is in an average position, c ie when said axis 28 is substantially perpendicular to the roll axes 29 and pitch 30 of the helicopter.
  • One of the cylinders 17 is preferably placed in the plane of symmetry of the fuselage and therefore acts directly on the pitch control of the rotor head.
  • the other two cylinders 18 and 19 act mainly on the roll but also on the pitch.
  • the cylinders 17, 18 and 19 can indifferently be linear or rotary.
  • They are preferably each equipped with a position sensor, respectively 32, 33 and 34, which provide information a, b and c from which it is possible to deduce values of three angles A, B and C that the plate of orientation relative to the fuselage, to the right of the three attachment points 24, 25 and 27 of the control rods 21, 22 and 23.
  • angles A, B and C are substantially equal to:
  • A Arcsinus (a / R)
  • B Arcsinus (b / R)
  • C Arcsinus (c / R)
  • R is the distance separating each attachment point from the center of the orientation plate and or a
  • b and c are the linear displacements of the cylinders.
  • the control means comprise: a generator 38 with two angles ⁇ c and ⁇ c to be controlled at the rotor head, a generator 39 with two pitch angles ⁇ and roll ⁇ of the fuselage, - a generator Angular velocities ⁇ 'and ⁇ ' in pitch and roll of the fuselage, - a control computer 41 for the actuators a servo electronics 42, 43 and 44 for each cylinder, preferably provided with a current measuring device, respectively, 45, 46 and 47, consumed by said cylinder, and which provides the power necessary to ensure the control of the cylinder at one of three angles A, B or C, the three cylinders 17, 18 and 19.
  • the rotor head takes the orientations ⁇ and ⁇ with respect to a reference trihedron 48 having two horizontal axes 49 and 50 and a vertical axis 51.
  • This trihedron is such that the axis of roll 29 of the machine is contained in the plane formed by its axes 49 and 51.
  • the two pitch angles ⁇ and roll ⁇ of the fuselage are determined relative to the reference trihedron 48.
  • the angle generator ⁇ and ⁇ 39 and the angular velocity generator ⁇ 'and ⁇ ' 40 may be constituted by an attitude unit or preferably by an inertial navigation unit.
  • FIG. 5 shows the relationships between the angles A, B and C and the angles ⁇ ⁇ and ⁇ ⁇ which are identical to those existing between the controlled angles Ac, Bc and Cc and the controlled angles ⁇ ⁇ c and ⁇ p c.
  • an ellipse 52 represents the plane of the roll axes 29 and pitch 30 of the machine
  • an ellipse 53 represents the plane perpendicular to the axis 28 of the head of the machine.
  • rotor The angle ⁇ ⁇ is the angle made by the two ellipses in the plane of roll axes 29 and yaw 31 of the machine.
  • the angle ⁇ ⁇ is the angle that the two ellipses make in the plane of the pitch and lace axes 31 of the machine.
  • the angle A measured by the sensor 32 of the jack 17 is substantially equal to ⁇ ⁇ .
  • the angles B and C are the angles formed by the two ellipses in planes containing the yaw axis 31 of the machine and making respectively 120 ° and 240 ° with the roll axis 29. The angles thus described, their mathematical relations are easily deduced.
  • the controlled angles must be corrected for any nonlinearity errors induced by the mechanism linking each cylinder and the head orientation plate.
  • this device thus makes it possible to overcome most electrical failures in which a jack no longer acts.
  • the current measurement devices of the cylinders 45, 46 and 47 provide the information necessary to identify this type of failure.
  • a failure of a position sensor of one of the cylinders or of a mechanical connection between one of these cylinders and the orientation plate of the rotor head renders the values of ⁇ calculated incoherent.
  • a processing of the information available at the level of the control unit of the cylinders makes it possible to identify a good part of the failures and to decide on the continuation of the mission.
  • the means for measuring the external forces exerted on the rotor head 12 are, for example, made using force or torque sensors. They can detect the gusts of wind to which the helicopter is subjected. Indeed, in steady flight, stationary or not, the orientations of the head 12 and the fuselage 1 are such that the lift of the rotors balances all the forces acting on the machine. When a gust of wind occurs, the streaks of the rotor head 12 and the fuselage 1 are modified and, because of the relatively low inertia of the rotor head 12 relative to that of the fuselage 1, the latter tends to move more quickly that said fuselage. There then appears a couple around the point of articulation 16 which tends to turn the head.
  • a preferred method of the invention is to use the current measuring devices 45, 46 and 47 in the cylinders 17, 18 and 19 as a force sensor. These in fact provide three pieces of information which are the images of the pairs developed by each cylinder and therefore efforts they have to provide to maintain the rotor head 12 in the controlled position and overcome the forces that tend to move it.
  • the sensors 32, 33 and 34 detect the rotation and the servo electronics 42, 43 and 44, to maintain the head at its position, modify the control currents of the cylinders so as to counter the torque.
  • the currents measured by the measuring devices 45, 46 and 47 contain then the parameters of the wind gust.
  • a processing of the current measurements is then made in the computer 41 to output said parameters of the burst.
  • FIG. 6 is a preferred variant of that of FIG. 4, in which the servocontrol in position of the rotor head 12 is no longer ensured by servocontrol of each jack through a servo electronics 42, 43 and 44 specific to said cylinders but by the control computer 41 of the cylinders itself.
  • the servo electronics 42, 43 and 44 are replaced by power amplifiers 53, 54 and 55 also provided with current measuring devices 45; 46 and 47.
  • the cylinders are no longer controlled independently of each other by the difference between the controlled angles, Ac, Bc and Cc and the measured angles A, B and C but by only two independent deviations ⁇ ⁇ c - ⁇ ⁇ and ⁇ pc - ⁇ p between the angles that must make the head 12 relative to the fuselage 1 and those they actually do.
  • G is a servo transfer function possibly accompanied by a frequency corrector and where the coefficients K1 and K2 are preferably taken respectively equal to V3 / 2 and 0, 5 so that, taking into account the effects of Lever due to the angles of 120 and 240 ° of the position of the cylinders 18 and 19, the torques exerted by the motors, on each axis of roll and pitch, are equal to 1, 5 times the torque exerted by a single engine.
  • This solution has the advantage of avoiding the necessary nonlinearity corrections in the preceding case without risking working the motors against each other.
  • the device described above can be realized with 4 or 5 jacks by applying the same principles. In the case of 5 cylinders, it becomes possible to identify for sure, at least one and theoretically two failures of one of the cylinder sensors or one of the mechanical links between a jack and the head orientation plate. rotor.
  • the preferred solution of the invention consists, in FIGS. 7 and 8, in using 6 jacks 17, 18, 19, 56, 57 and 58, which transmit their forces, through the control rods 21, 22, 23, 62, 63 and 64 and whose points of application of the forces 24, 25, 27, 65, 66 and 67 are also distributed around the orientation plate 15 of the rotor head 12, substantially every 60 °, thus forming a hexagon of regular preference.
  • the six cylinders are also each equipped with a position sensor, respectively 32, 33, 34, 59, 60 and 61, which provide six information al, bl, cl, a2, b2, c2 which is deduced, as previously according to it is about linear or rotary cylinders, six values of angles A1, B1, C1, A2, B2, C2 of orientation of the control plate of the head at the point of attachment of the six control rods.
  • angles to be controlled at each jack are:
  • control computer 41 for the jacks produces six control voltages as follows:
  • VAl G. ( ⁇ ⁇ c - ⁇ ⁇ )
  • VB1 G. ( ⁇ / 3/2. ( ⁇ ⁇ c - ⁇ p ) - 0, 5. ( ⁇ ⁇ c - ⁇ ⁇ ))
  • These voltages are sent to the motors of the cylinders 17, 18, 19, 56, 57 and 58 by six power amplifiers 53, 54, 55, 62, 63 and 64 preferably provided with six current measuring devices 45, 46. , 47, 65, 66 and 67.
  • angle values A1, B1, C1, A2, B2, C2 deduced from the information provided by the cylinder sensors are dependent on each other and can be combined in many ways to determine possible failures of one or more these sensors or possible failures of mechanical connections between the cylinders and the rotor head.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

L'invention a pour objet un dispositif d'orientation de la tête rotor (12) d'un hélicoptère, tête rendue mobile par rapport au fuselage (1) par l'intermédiaire d'une articulation (16) et dont les mouvements sont commandés par au moins trois vérins (17, 18 et 19) . Cette disposition apporte une grande redondance à la commande et permet de détecter les rafales de vent. L'invention est applicable aux hélicoptères pilotés ou non pilotés .

Description

DISPOSITIF D' ORIENTATION DE LA TETE DE ROTOR POUR HELICOPTERE
La présente invention concerne tout d' abord la réalisation des moyens d' orientation de la tête de rotor d' un hélicoptère à pilotage pendulaire . Dans un tel hélicoptère, la tête de rotor comporte généralement deux rotors contrarotatifs et est fixée au fuselage au moyen d' une rotule qui lui permet d' être orientée en roulis et tangage, par rapport audit fuselage, par une commande de pilotage, à l ' aide de vérins par exemple . Cette invention s' applique également aux hélicoptères classiques dont les mouvements du plan du rotor, sont commandés par des variations cycliques du pas des pales . Elle s' applique aussi à tout aéronef à décollage vertical, munis de rotors dont ou pourrait faire varier l' orientation par rapport à la structure .
Le brevet américain n° 5 791 592 décrit un hélicoptère à pilotage pendulaire dont l' orientation de la tête de rotor est commandée par deux vérins hydrauliques . Le brevet français n°2 801 034 décrit un hélicoptère à pilotage pendulaire dont la tête de rotor est également commandée par deux vérins mais qui est caractérisé par un débattement de ladite tête de rotor supérieur à ± 10 ° et par ses moyens de commande automatique de l' orientation de ladite tête .
Le dispositif de commande d' orientation de la tête de rotor selon l ' invention apporte un avantage décisif car, non seulement il assure une redondance de très haut niveau de la dite commande, mais il garantit une très grande réactivité de la machine et permet de mesurer les rafales de vent . Cette dernière caractéristique est particulièrement avantageuse pour faciliter des manœuvres de décollage et d' appontage sur un bateau .
L ' invention consiste à utiliser au moins trois vérins et de préférence six pour réaliser la commande d ' orientation de la tête de rotor, à utiliser une mesure de la force exercée par les vérins pour calculer le vent horizontal et à introduire dans le calcul de la commande des vérins une combinaison des vitesses angulaires du fuselage et de la tête de rotor pour augmenter la réactivité de l' hélicoptère .
L' invention s' applique à tout aéronef pour lesquels on modifie la direction d' action d' hélices ou de rotors par rapport au fuselage
L ' invention s ' applique aussi bien à des aéronefs non pilotés qu ' à des aéronefs pilotés , à moteurs thermiques ou électriques .
L ' invention concerne donc un dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire du type comportant ;
- un fuselage, - une tête de rotor, mobile par rapport au fuselage par l' intermédiaire d' une articulation et équipée de deux rotors contrarotatifs tournant autour d' un même axe, reliée au fuselage par une liaison mobile,
- des moyens d' orientation de ladite tête de rotor par rapport au fuselage, caractérisé en ce que les moyens d' orientation comprennent au moins trois vérins .
Des modes de réalisation de l ' invention seront décrits ci- après, à titre d ' exemples non limitatifs, avec référence aux dessins annexés dans lesquels :
La figure 1 est une vue en perspective écorchée d ' un hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' art antérieur, La figure 2 est une vue en perspective d' une première réalisation du dispositif selon l' invention,
La figure 3 est une vue agrandie de la tête de rotor de la figure 2 ,
La figure 4 est un bloc diagramme de la commande des vérins du dispositif de la figure 2 ,
La figure 5 est une représentation schématique des angles de rotation de la tête rotor par rapport au fuselage, La figure 6 est une variante du bloc diagramme de la commande des vérins du dispositif de la figure 2,
La figure 7 est une vue en perspective d' une réalisation préférée du dispositif selon l' invention, La figure 8 est une vue agrandie de la tête de rotor du dispositif de la figure 6, et
La figure 9 est un schéma de la commande des vérins du dispositif de la figure 7.
La figure 1 montre un exemple de réalisation non pilotée d' un hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' art antérieur . Il comporte :
- un fuselage 1,
- une tête de rotor 2 , reliée au fuselage 1 par une rotule 3, - deux vérins , respectivement 4 et 5 , reliant le fuselage 1 à la tête de rotor 2 , de façon à commander l ' orientation de ladite tête de rotor, en tangage et en roulis, par rapport audit fuselage 1,
- au moins une et de préférence deux dérives orientables 6 et 7.
Le fuselage, monté sur un train d' atterrissage 8 , comprend :
- un ensemble de motorisation 9,
- des moyens de transmission 10, vers la tête de rotor 2, de l ' énergie issue de l ' ensemble de motorisation 9 ,
- des moyens de commande des vérins 11.
Ainsi que le montrent les figures 2 et 3 , la constitution générale d' un hélicoptère équipé du dispositif selon l' invention est analogue à celle de l' hélicoptère selon l' art antérieur.
Cet hélicoptère comprend : un fuselage 1 ayant un trièdre de référence dont un premier axe 29 est l' axe de roulis de la machine, un second axe 30 est l' axe de tangage et un troisième axe 31 est l' axe de lacet , une tête rotor 12, ayant un axe 28 , équipée de deux rotors 13 et 14 contrarotatifs et d' un plateau de commande d' orientation 15, de préférence circulaire et perpendiculaire à lf axe 28 de la tête rotor, une articulation, de type cardan, non visible sur la figure, entre ledit fuselage 1 et ladite tête rotor 12 et ayant un centre ou point d' articulation 16 de préférence situé dans le plan du plateau de commande d' orientation 15, au moins trois vérins 17 , 18 et 19, de préférence électriques , mais qui peuvent être hydrauliques ou pneumatiques, fixés sur le fuselage par exemple par l' intermédiaire d' un plateau 20 et agissant, à l' aide de au moins trois tiges de commande 21 , 22 et 23 , articulées sur au moins trois points d' application des forces 24, 25 et 27 situés sur le pourtour du plateau de commande d' orientation 15, lesdits points d' application des forces formant un polygone de préférence régulier sensiblement perpendiculaire à l' axe 28 de ladite tête de rotor, le point d' articulation 16 étant sensiblement au barycentre dudit polygone , des moyens de génération des ordres à commander aux vérins , - des moyens de mesure des forces extérieures s' exerçant sur la tête rotor 12.
Dans le cas de trois vérins, Les trois points d' application des forces 24 , 25 et 27 des tiges de commande 21, 22 et 23 des vérins sont situés sensiblement à 120 ° les uns des autres sur le pourtour du plateau d' orientation 15 de la tête rotor 12.
Les vérins sont positionnés sur le plateau 20 et donc sur le fuselage de telle sorte que leurs tiges de commande 21, 22 et 23 soient sensiblement parallèles à l' axe 28 de la tête de rotor lorsque celui-ci est dans une position moyenne, c' est à dire lorsque ledit axe 28 est sensiblement perpendiculaire aux axes de roulis 29 et de tangage 30 de l' hélicoptère . L' un des vérins 17 est de préférence placé dans le plan de symétrie du fuselage et agit donc directement sur la commande en tangage de la tête rotor. Les deux autres vérins 18 et 19 agissent principalement sur le roulis mais également sur le tangage . Les vérins 17 , 18 et 19 peuvent indifféremment être linéaires ou rotatifs . Ils sont de préférence équipés chacun d' un capteur de position, respectivement 32 , 33 et 34 , qui fournissent des informations a, b et c à partir desquelles on peut déduire des valeurs de trois angles A, B et C que fait le plateau d' orientation par rapport au fuselage, au droit des trois points d' accrochage 24 , 25 et 27 des tiges de commande 21, 22 et 23.
Dans le cas de vérins linéaires, les angles A, B et C sont sensiblement égaux à :
A = Arcsinus (a/R) , B = Arcsinus (b/R) , C = Arcsinus (c/R) , où R est la distance séparant chaque point d' accrochage du centre du plateau d' orientation et ou a, b et c sont les déplacements linéaires des vérins .
Dans le cas de vérins rotatifs, tels que représentés sur les figures 2 et suivantes, ceux-ci sont munis de levier 35, 36 et 37 , de longueur r à l' extrémité desquels sont accrochées les tiges de commande 21, 22 et 23. Les angles A, B et C sont sensiblement égaux à :
A = Arcsinus (r/R. sin (a) ) , B = Arcsinus (r/R. sin (b) ) , C = Arcsinus (r/R. sin (c) ) ,
Ainsi que le montre la figure 4 , les moyens de commande comprennent : un générateur 38 de deux angles αc et βc à commander à la tête de rotor, un générateur 39 de deux angles de tangage θ et de roulis φ du fuselage, - un générateur 40 des vitesses angulaires Θ' et φ' en tangage et roulis du fuselage, - un calculateur 41 de commande des vérins une électronique d' asservissement 42 , 43 et 44 pour chaque vérin, de préférence munie d' un dispositif de mesure du courant, respectivement 45, 46 et 47 , consommé par ledit vérin, et qui fournit la puissance nécessaire pour assurer l' asservissement du vérin à un des trois angles A, B ou C, les trois vérins 17 , 18 et 19. Ainsi commandée, la tête de rotor prend les orientations α et β par rapport à un trièdre de référence 48 ayant deux axes 49 et 50 horizontaux et un axe 51 vertical . Ce trièdre est tel que l' axe de roulis 29 de la machine est contenu dans le plan formé par ses axes 49 et 51. Ces orientations α et β déterminent l' orientation de la portance des rotors et permettent d' assurer le pilotage, le guidage et la navigation de l' hélicoptère,
Les deux angles de tangage θ et de roulis φ du fuselage sont déterminés par rapport au trièdre de référence 48.
Le générateur d' angle θ et φ 39 et le générateur de vitesses angulaire θ' et φ' 40 peut être constitué par une centrale d' attitude ou de préférence par une centrale de navigation inertielle .
Le calculateur 41 de commande des vérins 17 , 18 et 19 élabore deux angles δαc et δβC à commander à la tête par rapport au fuselage par : δαc = αc - θ + f (θ' , δα' ) δβc = βc - φ + f (φ' , δp' ) où f (θ' , δ</ ) et f (φ' , δp' ) sont des termes destinés à diminuer les temps de réponse de la machine .
II élabore ensuite trois angles Ac, Bc et Dc à commander, au travers des électroniques d' asservissement 42 , 43, 44 , et des vérins 17 , 18 et 19, au plateau de commande d' orientation 15 :
Ac = δαc
Figure imgf000008_0001
La figure 5 présente les relations entre les angles A, B et C et les angles δα et δβ qui sont identiques à celles existant entre les angles commandés Ac, Bc et Cc et les angles commandés δαc et δp c . Sur cette figure, une ellipse 52 représente le plan des axes de roulis 29 et tangage 30 de la machine, une ellipse 53 représente le plan perpendiculaire à l' axe 28 de la tête de rotor. L' angle δα est l' angle que font les deux ellipses dans le plan des axes de roulis 29 et lacet 31 de la machine . L' angle δβ est l' angle que font les deux ellipses dans le plan des axes de tangage 30 et de lacet 31 de la machine . L' angle A mesuré par le capteur 32 du vérin 17 est sensiblement égal à δα. Les angles B et C sont les angles formés par les deux ellipses dans des plans contenant l' axe de lacet 31 de la machine et faisant respectivement 120 ° et 240 ° avec l' axe de roulis 29. Les angles ainsi décrits , leurs relations mathématiques se déduisent aisément .
Pour éviter que les vérins ne travaillent les uns contre les autres, les angles commandés doivent être corrigés des éventuelles erreurs de non-linéarités induites par le mécanisme liant chaque vérin et le plateau d' orientation de la tête .
Du fait que la position du centre 16 du plateau d' orientation 15 de la tête rotor 12 est fixe par rapport au fuselage 1 et au plateau 20 , il est évident que son orientation est parfaitement déterminée par seulement deux des trois commandes Ac, Bc, et Cc . Un vérin 17 , 18 ou 19 peut donc être en panne sans qu' il y ait perte du contrôle de la machine .
Tel qu' il est ainsi réalisé, ce dispositif permet donc de palier la plupart des défaillances électriques dans lesquelles un vérin n' agit plus . Les dispositifs de mesure des courants des vérins 45, 46 et 47 fournissent les informations nécessaires pour identifier ce type de défaillance .
L' examen des angles A, B et C effectivement obtenus et mesurés par les capteurs 32 , 33 et 34 des vérins 17 , 18 et 19, permet de vérifier qu' il n' y a pas d' autres défaillances . En effet, l' inclinaison en tangage δα et en roulis δβ de la tête rotor 12 par rapport au fuselage 1 peut être calculée comme suit : δα = A ou δα = B + C, δp = Λ/3/4. (B - C) , δβ = V3/2. (B + A/2) ou δp = - V3/2. (C + A/2) La comparaison entre les angles δ commandés et les angles δ ainsi calculés permet de dire si un vérin ne fonctionne pas correctement .
Une défaillance d' un capteur de position de l' un des vérins ou d' une liaison mécanique entre l' un de ces vérins et le plateau d' orientation de la tête rotor, rend les valeurs de δ calculées incohérentes .
Un traitement des informations disponibles au niveau du calculateur de commande des vérins permet d' identifier une bonne partie des défaillances et de décider de la suite de la mission.
Les moyens de mesure des forces extérieures s' exerçant sur la tête rotor 12 sont, par exemple, réalisés à l' aide de capteurs de forces ou de couples . Ils permettent de détecter les rafales de vent auxquelles est soumis l' hélicoptère . En effet, en vol stabilisé, stationnaire ou non, les orientations de la tête 12 et du fuselage 1 sont telles que la portance des rotors équilibre l' ensemble des forces agissant sur la machine . Lorsque survient une rafale de vent, les traînées de la tête rotor 12 et du fuselage 1 sont modifiées et, du fait de la relativement faible inertie de la tête rotor 12 par rapport à celle du fuselage 1, celle-ci tend à se déplacer plus vite que ledit fuselage . Il apparaît alors un couple autour du point d' articulation 16 qui tend à faire tourner la tête .
Une méthode préférée de l' invention consiste à utiliser comme capteur de forces les dispositifs de mesure de courant 45 , 46 et 47 dans les vérins 17 , 18 et 19. Ceux-ci fournissent en effet trois informations qui sont les images des couples développés par chaque vérin et donc des efforts qu' ils ont à fournir pour maintenir la tête rotor 12 à la position commandée et vaincre ainsi les forces qui tendent à la déplacer . Les capteurs 32 , 33 et 34 détectent la rotation et les électroniques d' asservissement 42 , 43 et 44 , pour maintenir la tête à sa position, modifient les courants de commande des vérins de façon à contrer le couple de rotation . Les courants mesurés par les dispositifs de mesure 45, 46 et 47 contiennent alors les paramètres de la rafale de vent . Un traitement des mesures de courant est ensuite fait dans le calculateur 41 pour sortir lesdits paramètres de la rafale .
Le schéma de la figure 6 est une variante préférée de celui de la figure 4 où l' asservissement en position de la tête rotor 12 n' est plus assuré par un asservissement de chaque vérin au travers d' une électronique d' asservissement 42 , 43 et 44 spécifique auxdits vérins mais par le calculateur 41 de commande des vérins lui-même . Les électroniques d' asservissement 42 , 43 et 44 sont remplacées par des amplificateurs de puissance 53, 54 et 55 également munis des dispositifs de mesure de courant 45 ; 46 et 47. Ainsi, les vérins ne sont plus commandés indépendamment les uns des autres par l' écart entre les angles commandés, Ac, Bc et Cc et les angles mesurés A, B et C mais par seulement deux écarts indépendants δαc - δα et δpc - δp entre les angles que doivent faire la tête 12 par rapport au fuselage 1 et ceux qu' ils font réellement . Le calculateur de commande 41 des vérins élabore trois tensions de commande des moteurs de vérins comme suit : VA = G. ( δαc - δα)
VB = G . (Kl . ( δpc - δβ) - K2 . ( Ôαc - δα) ) VC = - G . (Kl . ( δβc - δβ) + K2 . ( δαc - δα) )
où G est une fonction de transfert d' asservissement éventuellement assortie d' un correcteur de fréquence et où les coefficients Kl et K2 sont de préférence pris respectivement égaux à V3/2 et 0 , 5 de sorte que, compte tenu des effets de bras de levier dus aux angles de 120 et 240 ° de la position des vérins 18 et 19, les couples exercés par les moteurs, sur chacun des axes de roulis et de tangage, soient égaux à 1, 5 fois le couple exercé par un moteur seul . Cette solution a l' avantage d' éviter les corrections de non- linéarité nécessaires dans le cas précédent sans risquer de faire travailler les moteurs les uns contre les autres . Le dispositif décrit ci-dessus peut être réalisé avec 4 ou 5 vérins en appliquant les mêmes principes . Dans le cas de 5 vérins, il devient possible d' identifier à coup sûr, au moins une et théoriquement deux défaillances d' un des capteurs de vérin ou d' une des liaisons mécaniques entre un vérin et le plateau d' orientation de la tête rotor.
La solution préférée de l' invention consiste, figure 7 et 8 , à utiliser 6 vérins 17 , 18 , 19, 56, 57 et 58 , qui transmettent leurs efforts, au travers des tiges de commande 21, 22, 23, 62 , 63 et 64 et dont les points d' application des forces 24 , 25 , 27 , 65, 66 et 67 sont également répartis autour du plateau d' orientation 15 de la tête de rotor 12 , sensiblement tous les 60 ° , formant ainsi un hexagone de préférence régulier . Les six vérins sont également équipés chacun d' un capteur de position, respectivement 32 , 33, 34 , 59, 60 et 61, qui fournissent six informations al, bl, cl, a2, b2, c2 dont on déduit, comme précédemment selon qu' il s' agit de vérins linéaires ou rotatifs , six valeurs d' angles Al, Bl, Cl , A2 , B2, C2 d' orientation du plateau de commande de la tête au point d' accrochage des six tiges de commandes .
Dans le cas d' une commande non représentée du type de celle du bloc diagramme de la figure 4, les angles à commander à chaque vérin sont :
Aie = δαc A2c = - δαc
Bc ≈ 2/V3.δβC - δαc/2 B2c = - (2/V3. δβc - δαc/2 )
Cc = - 2/V3. δpc - δαc/2 C2c = 2/V3. δβc + δαc/2 )
Dans le cas de la solution préférée décrite pour la figure 6 et représentée sur la figure 9, le calculateur 41 de commande des vérins élabore six tensions de commande comme suit :
VAl = G. ( δαc - δα) VBl = G. (Λ/3 /2. ( δβc - δp) - 0 , 5. ( δαc - δα) )
VCl = - G . (V3/2. ( δpc - δp) + 0, 5. ( δαc - δα) )
Figure imgf000012_0001
VB2 = - G. (Λ/3 /2. ( δβc - δβ) - 0 , 5. ( δαc - δα) ) VC2 = G. (V3/2. (δβc - δβ) + 0,5. (δαc - δα) )
Ces tensions so'nt envoyées aux moteurs des vérins 17 , 18 , 19, 56, 57 et 58 par six amplificateurs de puissance 53, 54 , 55 , 62 , 63 et 64 munis de préférence de six dispositifs de mesure de courant 45, 46, 47 , 65, 66 et 67.
Les valeurs d' angle Al , Bl , Cl , A2, B2 , C2 , déduites des informations fournies par les capteurs des vérins sont dépendantes les unes des autres et peuvent être combinées de nombreuses façons pour déterminer d' éventuelles défaillances d' un ou plusieurs de ces capteurs ou encore d' éventuelles défaillances des liaisons mécaniques entre les vérins et la tête rotor .
On peut en effet écrire : δα ≈ Al = - A2 = Bl + Cl = - (B2 + C2 ) = Bl - C2 = Cl - B2 , et δβ = Λ/3/4. (Bl - Cl) = - ^3/4. (B2 - C2) = Λ/3 / 4. (Bl + C2 ) = - Λ/3/ 4. (Cl - B2 )
= Λ/3 /2. (Bl + Al/2 ) = Λ/3/2. (Bl - A2/2 ) ≈ - Λ/3/2. (Cl - Al/2) = - Λ/3/2. (Cl + A2/2) = - Λ/3 /2. (B2 - Al/2 ) = - Λ/3 /2. (B2 + A2/2 ) = Λ/3/2. (C2 + Al/2 ) = Λ/3/2. (C2 - A2/2 ) Un traitement de ces équations , parmi tous ceux connus de l' homme de l' art, permet d' identifier à coup sur au moins deux défaillances et théoriquement trois de capteurs ou de liaisons mécaniques .
Un traitement des mêmes équations et des valeurs des courants dans les vérins permet d' identifier au moins deux et théoriquement trois de l' ensemble des défaillances électriques ou mécaniques du dispositif d' orientation de la tête rotor selon l' invention et de fournir les paramètres des éventuelles rafales de vent .

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire du type comportant : - un fuselage (1) ,
- une tête de rotor ( 12) , mobile par rapport au fuselage par l' intermédiaire d' une articulation ( 16) , et équipée de deux rotors contrarotatifs (13 , 14 ) tournant autour d' un même axe
(28 ) , reliée au fuselage ( 1) par une liaison mobile, - des moyens d' orientation de ladite tête de rotor ( 12 ) par rapport au fuselage ( 1 ) caractérisé en ce que les moyens d' orientation comprennent au moins trois vérins (17 , 18 et 19) .
2. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication 1, caractérisé en ce que les points d' application des forces (24 , 25, 27 ) des vérins ( 17 , 18 et 19) forment un polygone de préférence régulier sensiblement perpendiculaire à l' axe (28 ) de la tête de rotor (12 ) .
3. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication 2 , caractérisé en ce que le centre ( 16) de rotation de l' articulation de la tête de rotor ( 12 ) par rapport au fuselage (1) se trouve sensiblement au barycentre des points d' application des forces (24 , 25 , 27 ) des vérins ( 17 , 18 et 19) .
4. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications précédentes , caractérisé en ce qu' il comprend six (17 , 18, 19, 56, 57, 58 ) vérins dont les points d' application des forces (24 , 25, 27 , 65, 66, 67 ) forment un hexagone de préférence régulier
5. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque vérin ( 17 , 18 , 19, 56, 57 , 58 ) est muni d' un capteur de position (32 , 33 , 34 , 59, 60 et 61) fournissant une information sur l' angle d' inclinaison de l' axe (28 ) de la tête rotor .
6. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu' il comporte des capteurs de forces capables de mesurer les couples extérieurs appliqués à la tête rotor ( 12 ) notamment par les rafales de vent .
7. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les capteurs de force sont constitué par des dispositifs ( 45 , 46, 47 , 65, 66 et 67 ) de mesure du courant consommé par chaque vérin ( 17 , 18 , 19, 56, 57 , 58 ) .
8. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications précédentes , caractérisé en ce que l' asservissement de la tête de rotor ( 12 ) est réalisé à l' aide de deux signaux d' écarts indépendants δαc - δα et δpc - δβ représentant l' écart de position de la tête par rapport à la position commandée, les angles δα et δpp étant respectivement les angles entre ladite tête de rotor ( 12 ) et le fuselage ( 1 ) autour des axes respectivement de tangage (30 ) et de roulis (29) , δαc et δβC étant les angles commandés correspondant, les commandes envoyées à chacun des vérins étant de la forme : VA = G. ( δαc - δa)
VB = G. (Kl. ( δβc - δβ) - K2. ( δαc - δα) ) VC = - G. (Kl. ( δβc - δβ) + K2. ( δαc - δ«) ) où G est une fonction de transfert d' asservissement éventuellement assortie d' un correcteur en fréquence et où les coefficients Kl et K2 sont de préférence pris respectivement égaux à V3/2 et 0, 5
9. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications 1 à 3 et 5 à 8, caractérisé en ce qu' il détecte une éventuelle défaillance d' un vérin ( 17 , 18 , 19) en comparant les valeurs des angles δα et δβπ d' inclinaison de la tête rotor calculées en combinant les mesures A, B et C des capteurs (32 , 33, 34 ) desdits trois vérins comme suit : δα = A ou δα = B + C, δβ = V3/4. (B - C) , δβ = V3/2. (B + A/2 ) ou δβ = - V3/2. (C + A/2 )
10. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications 6 à 8 précédentes , caractérisé en ce qu' il détecte une éventuelle défaillance d' un six vérins (17 , 18 , 19, 56, 57 , 58 ) en comparant les valeurs des angles pδα et δβ d' inclinaison de la tête rotor calculées en combinant les mesures Al, Bl, Cl, A2 , B2 et C2 des capteurs (32, 33, 34 , 59, 60 et 61) desdits six vérins comme suit :
δα = Al = - A2 = Bl + Cl = - (B2 + C2 ) = Bl - C2 = Cl - B2 , et δβ = V3/4. (Bl - Cl) = - V3/4. (B2 - C2 ) = V3/4. (Bl + C2) = - V3/4. (Cl - B2 ) = V3/2. (Bl + Al/2 ) = V3/2. (Bl - A2/2 ) = - V3/2. (Cl - Al/2 ) = - V3/2. (Cl + A2/2 ) = - V3/2. (B2 - Al/2 ) = - V3/2. (B2 + A2/2 ) = V3/2. (C2 + Al/2) ≈ V3/2. (C2 - A2/2 )
11. Dispositif d' orientation de la tête de rotor pour hélicoptère à pilotage pendulaire selon l' une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu' un calculateur 41 utilise une combinaison des angles de tangage θ et roulis φ du fuselage (1) , des vitesses angulaires dudit fuselage θ' et φ' et des vitesses angulaires δα' et δβ' de la tête rotor (12 ) par rapport audit fuselage, pour élaborer deux ordres δ</ c et δβ' c de commande d' orientation de ladite tête rotor (12)
PCT/FR2006/000067 2005-01-14 2006-01-12 Dispositif d'orientation de la tete de rotor pour helicoptere WO2006075096A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB0712603A GB2436258B (en) 2005-01-14 2006-01-12 Device for orientation of the rotor head for helicopters

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0500393 2005-01-14
FR0500393A FR2880866B1 (fr) 2005-01-14 2005-01-14 Dispositif d'orientation de la tete de rotor pour helicoptere

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2006075096A1 true WO2006075096A1 (fr) 2006-07-20
WO2006075096A8 WO2006075096A8 (fr) 2007-04-05

Family

ID=34953455

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2006/000067 WO2006075096A1 (fr) 2005-01-14 2006-01-12 Dispositif d'orientation de la tete de rotor pour helicoptere

Country Status (3)

Country Link
FR (1) FR2880866B1 (fr)
GB (1) GB2436258B (fr)
WO (1) WO2006075096A1 (fr)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7662013B2 (en) 2006-01-19 2010-02-16 Silverlit Toys Manufactory Ltd. Helicopter with horizontal control
US7815482B2 (en) 2006-01-19 2010-10-19 Silverlit Toys Manufactory, Ltd. Helicopter
US7883392B2 (en) 2008-08-04 2011-02-08 Silverlit Toys Manufactory Ltd. Toy helicopter
US8002604B2 (en) 2006-01-19 2011-08-23 Silverlit Limited Remote controlled toy helicopter
US8052500B2 (en) 2008-11-25 2011-11-08 Silverlit Limited Helicopter with main and auxiliary rotors
US8308522B2 (en) 2006-01-19 2012-11-13 Silverlit Limited Flying toy
US8357023B2 (en) 2006-01-19 2013-01-22 Silverlit Limited Helicopter
EP2931604A4 (fr) * 2012-12-14 2016-08-24 Raymond George Carreker Rotor de vecteur d'orientation directe
CN110104170A (zh) * 2019-05-17 2019-08-09 深圳市智旋科技有限公司 一种用于远程控制的交通疏导无人机装置及使用方法
DE102020128799A8 (de) 2020-11-02 2022-07-07 Flynow Aviation Gmbh Antriebseinheit für einen Drehflügler und Drehflügler

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102428001A (zh) * 2009-05-07 2012-04-25 赫利斯堪的亚有限责任公司 直升机旋翼的陀螺力的补偿方法
US9169012B2 (en) * 2012-02-21 2015-10-27 Textron Innovations Inc. Coaxial counter-rotating rotor system
JP5260778B1 (ja) * 2012-10-08 2013-08-14 ヒロボー株式会社 無人ヘリコプタ
JP5260781B1 (ja) * 2012-10-08 2013-08-14 ヒロボー株式会社 無人ヘリコプタ
US10526077B2 (en) * 2016-05-11 2020-01-07 Sikorsky Aircraft Corporation Multi-objective control system with control allocation
DE102019123725B4 (de) * 2019-09-04 2022-04-28 Flynow Aviation Gmbh Auftriebs- und Flugsteuerungseinheit für ein Fluggerät und Fluggerät

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5791592A (en) 1995-01-18 1998-08-11 Nolan; Herbert M. Helicopter with coaxial counter-rotating dual rotors and no tail rotor
EP1070571A1 (fr) * 1999-02-10 2001-01-24 Sony Corporation Dispositif et procede de commande d'un mecanisme d'assemblage, dispositif d'assemblage, dispositif robotique et procede de commande d'un tel dispositif robotique
FR2801034A1 (fr) * 1999-11-12 2001-05-18 Salaberry Bernard Lucien Charl Helicoptere a pilotage pendulaire a haute stabilite et a grande manoeuvrabilite
GB2375090A (en) * 2001-01-17 2002-11-06 David Henry Foote Rotor tilting system, eg for helicopters
US20030029965A1 (en) * 1998-11-16 2003-02-13 Tom Kusic Telescopic vertical take-off aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5791592A (en) 1995-01-18 1998-08-11 Nolan; Herbert M. Helicopter with coaxial counter-rotating dual rotors and no tail rotor
US20030029965A1 (en) * 1998-11-16 2003-02-13 Tom Kusic Telescopic vertical take-off aircraft
EP1070571A1 (fr) * 1999-02-10 2001-01-24 Sony Corporation Dispositif et procede de commande d'un mecanisme d'assemblage, dispositif d'assemblage, dispositif robotique et procede de commande d'un tel dispositif robotique
FR2801034A1 (fr) * 1999-11-12 2001-05-18 Salaberry Bernard Lucien Charl Helicoptere a pilotage pendulaire a haute stabilite et a grande manoeuvrabilite
GB2375090A (en) * 2001-01-17 2002-11-06 David Henry Foote Rotor tilting system, eg for helicopters

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7662013B2 (en) 2006-01-19 2010-02-16 Silverlit Toys Manufactory Ltd. Helicopter with horizontal control
US7815482B2 (en) 2006-01-19 2010-10-19 Silverlit Toys Manufactory, Ltd. Helicopter
US8002604B2 (en) 2006-01-19 2011-08-23 Silverlit Limited Remote controlled toy helicopter
US8308522B2 (en) 2006-01-19 2012-11-13 Silverlit Limited Flying toy
US8357023B2 (en) 2006-01-19 2013-01-22 Silverlit Limited Helicopter
US7883392B2 (en) 2008-08-04 2011-02-08 Silverlit Toys Manufactory Ltd. Toy helicopter
US8052500B2 (en) 2008-11-25 2011-11-08 Silverlit Limited Helicopter with main and auxiliary rotors
EP2931604A4 (fr) * 2012-12-14 2016-08-24 Raymond George Carreker Rotor de vecteur d'orientation directe
US10183742B2 (en) 2012-12-14 2019-01-22 Raymond George Carreker Direct orientation vector rotor
CN110104170A (zh) * 2019-05-17 2019-08-09 深圳市智旋科技有限公司 一种用于远程控制的交通疏导无人机装置及使用方法
DE102020128799A8 (de) 2020-11-02 2022-07-07 Flynow Aviation Gmbh Antriebseinheit für einen Drehflügler und Drehflügler
DE102020128799B4 (de) 2020-11-02 2022-09-01 Flynow Aviation Gmbh Antriebseinheit für einen Drehflügler und Drehflügler

Also Published As

Publication number Publication date
GB2436258A (en) 2007-09-19
FR2880866A1 (fr) 2006-07-21
GB0712603D0 (en) 2007-08-08
WO2006075096A8 (fr) 2007-04-05
GB2436258B (en) 2009-12-23
FR2880866B1 (fr) 2008-08-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2006075096A1 (fr) Dispositif d&#39;orientation de la tete de rotor pour helicoptere
EP2233396B1 (fr) Procédé et dispositif pour optimiser le fonctionnement d&#39;hélices propulsives disposées de part et d&#39;autre du fuselage d&#39;un giravion
EP3712059B1 (fr) Procede et dispositif pour deplacer un centre de gravite d&#39;un aeronef
EP1348623B1 (fr) Rotor de giravion à entraînement homocinétique avec différentiel de partage de couple
WO2015055434A1 (fr) Dispositif de commande de vol d&#39;un aéronef
FR2689854A1 (fr) Hélicoptère monorotor à système anticouple mixte et procédé pour contrecarrer le couple induit par ce monorotor.
FR2946322A1 (fr) Dispositif d&#39;aide au pilotage d&#39;un helicoptere hybride, helicoptere hybride muni d&#39;un tel dispositif et procede mis en oeuvre par ledit dispositif
EP3309061B1 (fr) Organe de commande electrique, aeronef a voilure tournante et procede
EP3025959B1 (fr) Rotor arriere de giravion, giravion equipe d&#39;un tel rotor arriere et procede d&#39;equilibrage statique et/ou dynamique d&#39;un rotor arriere de giravion
FR2903658A1 (fr) Systeme de commandes de vol et de commande de direction au sol pour aeronef.
EP0281428B1 (fr) Procédé et dispositif pour déterminer le centre de gravité d&#39;un aéronef
EP3753844B1 (fr) Poignée de pilotage et giravion hybride muni d&#39;un rotor de sustentation et d&#39; au moins un rotor propulsif à hélice générant une poussée
WO2014122176A1 (fr) Mini-manche de commande électromagnétique à retour d&#39;effort
EP1348624B1 (fr) Dispositif de commande du pas des pales d&#39;un rotor d&#39;aéronef convertible
EP3878738A1 (fr) Procede de commande d&#39;au moins un organe aerodynamique de derive d&#39;un helicoptere hybride et un helicoptere hybride
FR2968633A1 (fr) Rotor d&#39;aeronef a ailes rotatives
EP1165369B1 (fr) Helicoptere a pilotage pendulaire a haute stabilite et a grande manoeuvrabilite
WO2018114544A1 (fr) Surface mobile de vol ayant au moins un actionneur intégré
EP3912907A1 (fr) Procede et dispositif de determination d&#39;un etat d&#39;un rotor d&#39;un giravion
EP4063261B1 (fr) Systeme de commande pour commander au moins une helice d&#39;un giravion hybride, giravion hybride et procede de commande associe
EP3647192A1 (fr) Procede et dispositif d&#39;aide au pilotage d&#39;un giravion hybride muni d&#39;un rotor de sustentation et d&#39;au moins un rotor propulsif generant une poussee
EP3558817A1 (fr) Actionneur electromecanique de surface mobile de vol
WO2021064333A1 (fr) Système de commande de calage cyclique de pales
EP3882139A1 (fr) Procede d&#39;ajustement automatique d&#39;une portance d&#39;un giravion hybride et un giravion hybride associe
EP4105122B1 (fr) Procédé et dispositif d&#39;aide au pilotage d&#39;un giravion muni d&#39;au moins une hélice

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
DPE2 Request for preliminary examination filed before expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)
ENP Entry into the national phase

Ref document number: 0712603

Country of ref document: GB

Kind code of ref document: A

Free format text: PCT FILING DATE = 20060112

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 0712603.0

Country of ref document: GB

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REG Reference to national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 789A

Ref document number: 0712603

Country of ref document: GB

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 06709074

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWW Wipo information: withdrawn in national office

Ref document number: 6709074

Country of ref document: EP

DPE2 Request for preliminary examination filed before expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)