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Aérodyne d décollage et aiterrissaae verticaux
Les avions ou les hélicoptères ëquipës d'hélices ou
de rotors disposés d'une manière symétrique de part et
d' autre de l' appareil et pouvant être soumis à une rotation
de 90 degrés vers le haut à partir de la position
horizontale de leur axe sont connus sous le nom d' aérodynes
à rotors/hélices inc:Linables. Le positionnement vertical
de l'axe des hélice:a ou des rotors dirige l'écoulement
d'air vers le bas et la poussée vers le haut et permet à
l'appareil de se propulser dans un plan vertical ou
simplement de voler sur place. Le positionnement horizontal
de l'axe des hélices ou des rotors dirige la poussée vers
l'avant et permet le vol en palier. Dans cette dernière
configuration, la sustentation est assurée par le
déplacement relatif de l'air autour de surfaces de
sustentation, telles que les ailes ou les empennages
horizontaux. Entre lE~s orientations exactement verticale
et exactement horizontale de l'axe, tous les angles
d'inclinaison sont possibles, ce qui permet diverses
trajectoires de vol obliques correspondantes et des phases
d'accélération/décélération appelées transitions aller et
retour.
Ces aérodynes combinent l'aptitude de l'hëlicoptère
au vol lent et au dêcollage ou à l'atterrissage verticaux,
et celle d'un avion e~lassique capable de voler en palier
à grande vitesse. Ur~ avion peut atteindre une vitesse
approximativement double de celle d'un hélicoptère type,
c'est-à-dire supérieure à 500 km/h par rapport â une
vitesse inférieure à 250 km/h paur un hélicoptère.
Cependant, la complexité mécanique et structurale inhérente
à un appareil à rotors inclinables caractéristique de l' art
antérieur augmente le poids à vide de cet appareil
comparativement à un avion de dimensions similaires, tout
en augmentant également son coût de construction. En outre,
le développement d'un tel appareil en termes de qualités
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aérodynamiques, de stabilité, de dynamique de vol et de
pilotage est compliquë en raison des effets, à des vitesses
faibles, de la masse. d'air déplacée par les hélices dans
la zone des diffëx-entes surfaces de sustentation de
l' appareil. Cette masse d' air est connue sous le nom de
souffle des hélices.
Il est important de prendre en considération
particuliërement le.s trois problèmes de conception
suivants.
1) Les effets du souffle des hélices sur les ailes de
l'appareil.
Les hélices ou les rotors sont habituellement fixés
à des moteurs montês à chacune des extrémités d'une aile
qui sert de support structural. Toutefois, cette
disposition pose un problème pendant la transition entre
le vol vertical et ~~_e vol horizontal. Les variations de
l'angle de la direction du souffle des hélices ne suivent
pas directement les variations de l'angle d'inclinaison des
'hélices. Tant que la vitesse harizontale et la portance
résultante due aux surfaces de sustentation
conventionnelles ont des valeurs relativement faibles, la
majeure partie de la sustentation est fournie par les
hélices ou les rotors proprement dits. En raison de ce
phénomène, les hélices s'inclinent vers l'avant très
lentement lorsque l'appareil commence à passer en vol en
palier, puis plus rapidement lorsque les ailes commencent
à fournir une plus grande partie de la sustentation. Au
contraire, l'angle d'i.nclinaison du souffle dû aux hélices
varie rapidement au début puis plus lentement lorsque
l'appareil passe du vol vertical au vol horizontal.
Jusqu'à maintenant, dans l'art antérieur, les deux
configurations suivantes ont été utilisées pour tenter
d' éviter le problème dù aux vitesses différentes auxquelles
les hélices proprement dites et leur souffle résultant
s'inclinent par rapport aux ailes.
a) L'aïle horizontale est fixée de manière
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permanente à l'appareil et les hélices proprement dites
pivotent vers le haut. Toutefois, cette configuration
présente un inconvénient majeur. Lorsque les hélices' sont
dans la position verticale, leur souffle agit directement
vers le bas sur l'aile et crée une force dirigée vers le
bas comparable à urge portance négative. Cette perte de
sustentation rêduit en fait la charge utile de l'appareïl.
b) L'aile horizontale est fixée de manière
permanente aux hélices et pivote en même temps que celles-
ci. Ceci supprime le problème de la portance négative mais
introduit un autre problème. Lorsque l'aile pivote vers le
haut et que l'avion a encore une vitesse horizontale, la
totalité de la surface de l' aile est placée directement
dans la trajectoire du courant d'air. La masse d'air qui
heurte brutalement cette énorme surface plane entraïne des
problèmes de stabilü~é et de pilotage.
2) Le mécanisme d'inclinaison
Dans un hélicopta'_re â rotors inclinables, le mouvement
de tangage est produit par une variation du pas c~clique
des rotors. Dans un avion â hélices inclinables, ce
mouvement de tangage est produit par une variation de la
poussée d'un rotor de queue aux:ïliaire à axe vertical, le
cas échéant. Dans tous les cas, un mouvement d'inclinaison
des hélices ou des rators dans les appareils à hélices ou
rotors inclinables de l'art antérieur est obtenu à l'aide
d'une servocommande montée sur l'aile ou sur le fuselage.
I1 va sans dire qu'une fiabilité extrême est exigée de
cette servocommande. En cas de panne de ce mécanisme,
l'appareil sur lequel celui-ci est installê aurait de
grandes difficultés à atterrir du fait que les hélices ou
les rotors resteraient en configuration de vol en palier
et heurteraient le sol. en raisan de leur grand diamètre
lorsque l'avion tenterait d'atterrir.
3) Combinaison dEa commandes de roulis et de lacet
Un mouvement antisymétrique, â savoir le roulis et le
lacet, est généralement gouverné par des variations du pas
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et de l'angle d'inclinaison des hélices. Dans le cas
d' aérodyne dans lequel l' ensemble de l' aile pivote en même
temps que les hélices, le mouvement de roulis et de lacet
est gouverné à l'aide de volets placés sur l'aile et sur
lesquels agit le souffle des hélices. Toutefois, l'effet
de ces gouvernes de pilotage varie en fonction de l'angle
d' inclinaison des hê:Lices ou de l' aile, selon qu' elles sont
complètement à l'hor.izontale, complètement à la verticale,
ou quelque part entre les deux positions. Pendant un vol
vertical, .Les variations du pas des hélices influent sur
le taux de roulis de l'aérodyne, tandis que pendant un vol
en palier, les variations du pas influent sur le taux de
lacet de l'appareil. De méme, l'inclinaison des hélices ou
du volet d'aile entraîne des variations du lacet pendant
un vol vertical, mais des variations du roulis pendant un
palier. La combinaison de ces commandes pour permettre à
un pilote de les appréhender et de les manipuler facilement
est très compliquée, et des commandes de vol numëriques
gérées par ordinateur sont par conséquent nécessaires.
Ces trois problëmes de conception ont étë résolus dans
les aérodynes à rotors inclinables de l'art antérieur à
l'aide de systèmes ta-és complexes. Le coût élevé de cette
complexité limite l'utilisation des appareils de ce type
à des tàches très spö:cifiques. En outre, le coût élevë de
ce niveau de complexité rend impossible l'application de
la technologie des rotors inclinables aux petits appareils
du type utilisé dans l'aviation générale, qui constituent
la majeure partie du marchê.
La présente invention se propose d'introduire de
nouvelles solutions pour remédier à ces trois problèmes de
conception.
Les antériorités suivantes sont connues du demandeur
et sont mentionnées ici à titre de référence .
brevet américain N° 1 981 700 au nom de Hoffman,
brevet américain N° 3 289 980 au nom de Hill,
brevet amëricain N° 3 358 946 au nom de Shye,
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brevet amrinain N 3 409 248 au nom de Bryan,
brevet amricain N 3 488 018 au nom de Johnson,
brevet amricain N 4 541 593 au nom de Cabrol,
brevet amricain N 4 641 800 au nom de Rutan,
brevet amricain N 4 881 701 au nom de Bullard,
brevet amric~ain N 5 320 306 au nom de Gennaro,
brevet amricain N 5 419 514 au nom de Ducan.
La prsente invention se distingue
des brevets
mentionns ci-dessus en rfr ence, pris
sparment
ou en
combinaison, en ce sens qu'ell e envisageune configuration
particulire de l'aile, de l' empennage horizontal et des
dispositifs de montage des hlices, ainsi que des
techniques de pilotage et un mode de
mise en
oeuvre
de
celles-ci qui ne sont enseigns
ou suggrs nulle part dans
l'art .antrieur.
La présente invention vise un aérodyne à
décollage et atterr=~ssage verticaux, comprenant deux
hélices droite et cxa.uche (37) portées chacune par une
nacelle (33,35), les nacelles étant montées de façon
pivotante pour s'incliner entre des orientations verticale
20 et horizontale, chaque hélice incluant des moyens pour
faire varier lel.zr pas de façon cyclique suivant l'azimut
latéral, et un moyen c~e c:ommande de roulis à la disposition
du pilote, le moyen de commande de roulis étant relié de
façon antisymétrique aux moyens de variation cyclique
latérale du pas des pales, quelle que soit l'inclinaison
des nacelles (33, 35) , el~ en ce que le sens de rotation des
hélices est le sens :~upradivergent dans lequel l'hélice
droite tourne dans l.e sens horaire tandis que l'hélice
gauche tourne dans le sens antihoraire, l' action en roulis
30 des composantes radicales cycliques des fc>rces
aérodynamiques sur le:~ pales étant ainsi dans le même sens
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que celle des composart:es axiales et s' y ajoutant puis s' y
substituant à mesure que l'incl:inaisen des nacelles passe
de la verticale à l'hori.zontale.
Les buts, aspects et avantages de la présente
invention seront mieux compris â la lecture de la
description détaillée suivante du mode de réalisation
préféré donnëe â titre d'exemple nullement limitatif en
rëférence aux dessins annexés dans lesquels .
les figures 1 à 1_2 représentent successivement les
différents modes de fonctionnement de l'appareil de la
1« prêsente invention depuis une position de stationnement sur
un tarmac, â un décollage vertical, une transition en vol
horizontal, un vol horizontal, une transition entre un vol
horizontal et une descente verticale, une descente
verticale et un atterrïssage ;
la figure 13 reprësente une combinaison des figures
1 à 6 en une seule sëquence ;
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6
la figure 14 représente une combinaison des figures
7 â 12 en une seule séquence ;
la figure 15 représente les forces résultant de
variations du pas cyclique latéral pendant un vol
stationnaire, les axes des hélices étant en position
verticale ;
la figure 16 représente les forces rësultant de
variations du pas cyclique latéral pendant un vol de
translation, les axes des hélices ëtant en position
horizontale ;
la figure 17 est une vue en perspective de l'appareil
de l'invention ;
la figure 18 e.st une vue postérieure de la nacelle
d'hélice gauche, comportant des parties arrachées pour
mieux montrer les d~aails ;
la figure 19 est une vue frontale de la nacelle
d'hélice gauche et de l'organe central, comportant des
parties arrachées pc>ur mieux montrer les dêtails ; et
la figure 20 est une représentation schématique de la
disposition génërale des commandes de vol de l'appareil de
l'invention.
En référence tout d'abord à la figure 17, l'avion de
l'invention est dësigné d'une manière gënérale par le
numéro de rëférenc,e 10 et comprend un fuselage 11
comportant une partie de cockpit 13 munie d'une verrière
15 qui peut étre ouverte d'une manière bien connue de
l'homme de l'art pour permettre d'accéder au cockpit 14.
Le fuselage 11 possêde une extrëmité avant 12 et une
extrémité arrière 16.
A l'arrière du cockpit 14, sont situés des moyens
moteurs comprenant un ou plusieurs moteurs. L'un des
moteurs est représenté schématiquement et désigné par le
numëro de référence 17. A l'arrière de l'appareil 10, une
aile unique 19 est montêe sur le fuselage 11 à l'aide de
mâts fixes 21 et 23. Comme cela est visible sur la figure
17, l'aile 19 a une configuration dans l'ensemble en forme
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de V et comprend des dérives verticales 25 qui pendent vers
le bas depuis les extrêmités de l'aile 19.
Chaque côté du fuselage 1.1 comporte, monté sur lui,
un bras de support, les bras de support étant
respectivement désignës par les numéros de référence 27 et
29. Chaque bras possëde une extrémité distale par rapport
au fuselage 11, comprenant un pivot 31 auquel est reliée
de manière pivotante une nacelle d'hélice, la nacelle
gauche étant désignée: par le nurnéro de référence 33, et la
nacelle droite par lr-__' numéro de référence 35_ Chacune des
nacelles 33, 35 porte une hêlice rotative 37 qui peut être
entraînée en rotation par les moteurs 17 d'une manière qui
sera décrite plus en détail ci-après.
A l'extrémité avant du fuselage 11, il est prévu un
empennage horizontal 40 qui comprend deux empennages
canards parallèles 41 dirigés de manière opposée dont
chacun porte un volet pivotant unique 43 qui peut être
actionné par le pilote d' une manière bien connue de l' homme
de l'art.
. Comme cela a été expliqué précédemment, les figures
18 et 19 sont respectivement des vues postérieure et
frontale de la nacellE: d' hélice gauche 33 . En rëférence aux
figures 18 et 19, chaque nacelle d'hélice comprend les
organes décrits ci-dessous.
Des moyens de transmission comprennent une boîte de
transmission 47 contenant deux pignons coniques 49 et 51
qui coopèrent pour renvoyer à angle droit le mouvement de
rotation d'un arbre d'entraînecnent 45 reliê à l'un des
moteurs 17, afin que les hélices 37 puissent être
entraînëes en rotatïon de manière appropriée. L'arbre
d'hélice 53 est creux et relié à un moyeu d'hélice 55 qui,
dans le mode de réalisation représenté, comprend trois bras
rigides 57 dont chacun supporte mobile en rotation une pale
d'hélice 59. L'appareil de l'invention comprend des moyens
de variation de pas.
En référence plus particulièrement à la figure 18,
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ô
chaque pale possède en son pied un insert 61 relié au
bras correspondant 57 par deux paliers dont l'un est
désigné par le numê:ro de référence 63 et consiste en un
palier lisse, tandis que l'autre est désignë par le numéro
de référence 65 et consiste en un palier sur roulement à
contact oblique et â chemin de roulement profond. Ce palier
65 absorbe des forces centrifuges et les deux paliers
absorbent des forces et des mouvements résultant de la
portance et de la trainée aérodynamiques tout en permettant
à chaque pale de tourner de manière contrblée autour du
bras 57 sur lequel elle est montée pour permettre une
variation du pas.
En rëférence à la figure 19, un levier 67 traverse
l'axe de chaque pale d'hélice et est fixé à la base de
celle-ci pour en commander le pas . En référence aux figures
18 et 19, l'organe dEa commande de pas collectif se compose
d'une tige interne 69 qui s'étend à travers l'arbre
d'hélice creux 53 et déborde aux deux extrémités de celui-
ci. A l'extrémité arrière de l'arbre d'hélice creux, la
tige 69 est actionnée axialement par un mêcanisme double 71
formë d'un ensemble .3 vis et écrou, lui-méme actionné par
une tige 73 rigide en torsion articulëe à la cardan en 74
et 76, qui agit de maniëre ïdentique sur les hélices 37
gauche et droite pour maintenir le pas de celles-ci
synchronisé. A l'extrémité avant de l'arbre d'hélice creux
53, la tige interne ~~9 comporte, fixé à elle, un organe en
forme d'étoile 75 dont chaque branche est fixée à un levier
de commande de variation de pas 77.
L'organe de commande de pas cyclique se compose d'un
plateau oscillant 79 accouplé avec la partie avant de la
boîte de transmission 81. Les inclinaisons longitudinale
et latérale du plateau 79 sont commandées par le pilote. -
L'organe de commande de pas cyclique comprend, en plus, un
autre plateau 83 qui tourne avec l'hélice et comprend
autant de bras qu'il y a de pales d'hélice 59.
Sur chaque pale, le levier de commande de variation
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de pas 77 réalise la somme des variations de pas cyclique
et collectif ordonnëes par le pilote. A l'une de ses
extrëmitës 87, le levier est fixé au levier de pas de
pale 67 à l'aide d'une biellette. A son autre extrémité
désignée par le numéro de référence 89, le levier de
commande de pas 77 est relié au plateau rotatif 83
également â l'aide d'une biellette.
En un point proche de son point médian, désigné par
le numéro de référence 91, le levier de commande de pas 77
est relié à l'organe en forme d'étoile 75 de la commande
de pas collectif. C:e dispositif formé de l'organe en
étoile 75, du plateau oscillant 79, du levier de commande
de pas 77 et des biellettes constitue les moyens de
variation de pas collectif et cyclique décrits
précédemment.
Lorsque le plateau 79 est dans sa position neutre, son
plateau rotatif 83 est perpendiculaire à l'axe de l'hélice
et ne transmet aucun mouvement axial à l'extrémité 89 du
levier de commande de pas 77, de sorte que cette extrëmité
89 reste immobile. L'organe en forme d'étoile 75 déplace
axialement he point médian 91 du levier de commande de pas
77 et, par conséquent, l' extrémité 87 de celui-ci ainsi que
le levier de pas de pale 67 qui y est fixé, d'une distance
égale pour chaque paa_e, afin de réaliser la variation du
pas dit collectif.
Pour n' importe quelle position de cet organe en étoile
75, et pour n'importe quelle valeur du pas de pale
collectif, si le pilo~:e incline le plateau oscillant 79 par
rapport à sa position neutre, le plateau rotatif 83 se
déplace parallèlement. Les extrémités des bras du plateau
83 doivent alors suivre, axialement, une fonction sinus ou
cosinus de leur azimut. Le mouvement axial de chaque
extrëmité de bras est transmis à l'extrëmité 89 du levier
de commande de pas 77 par la biellette et, de là, à
85 l'extrémité 87 du même levier 77 dont le point médian 91
conserve la même position donnée que l'organe en forme
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d'étoile 75, et finalement au levier de pas de pale 67. Le
choix par le pilote de la phase et de l'amplitude de
l'inclinaison du plateau oscillant 79 lui permet de
communiquer aux hêlices la variation de pas cyclique
5 latéral et longitudinal décrite ci-dessus.
Conformément aux enseignements de la présente
inventïon, les hélices 37 s'inclinent autour d'un pivot 93
sans faire appel à un systême de commande mécanique, mais
à un assemblage passif. Cet assemblage comprend une tige
10 de torsion 95 gui forme une liaison élastique. Cette tige
de torsion 95 transmet l'angle d'inclinaison des hélices 37
à un organe central par l'intermédiaire d'un mécanisme à
crémaillère et pignon, crémaillëre qui est désignée par le
numéro de référence 97, tandis que le pignon est désigné
par le numéro de référence 99. L'élasticitë en torsion de
la tige 95 permet un différentiel d'inclinaison d'environ
2 à 3 degrés des hélices respectïvement l'une par rapport
à l'autre. Comme cela est mieux visible sur la figure 19,
~la crémaillère 97 est reliée à une tige 101 qui posséde,
reliés à elle, des moyens amortisseurs comprenant un piston
amortisseur 103 qui effectue un mouvement de va-et-vient
à l'intérieur d'un cylindre hydraulique 105 dont les
extrémitës sont reliées entre elles par l'intermédiaire de
passages ou de conduits 107 et 109 qui communiquent par un
gicleur calibré 111. Le diamètre du gicleur est
suffisamment étroit pour ne permettre qu'un faible
écoulement entre les deux extrémités du cylindre et, par
conséquent, une vite:~se d'inclinaison lente des hélices.
Un robinet 113 est prévu dans le passage 107 et peut être
commandé par le pilote d' une manïère bien connue de l' homme
de l'art pour former un système de freinage qui, lorsque
le robinet est fermé, empêche un déplacement de la
crémaillère 97 et, par conséquent, du pignon 99. Un
mécanisme de blocaç3e est prévu pour empêcher une
inclinaison des hélices au-delà de la position à 90 degrés,
mécanisme de blocage qui consiste en une simple butée de
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fin de course formée par la paroi supérieure 106 du
cylindre amortisseur, qui limite la distance de déplacement
maximal du piston 103 à l'intêrieur du cylindre 105.
Un mécanisme de verrouillage est formé d' un doigt 114
qui vient se loger dans un trou 115 s'étendant à travers
le centre du pivot 93. Le doigt 114 peut ëtre ressorti et
déverrouillé par un électroaimant 117, un câble 119 êtant
prévu en secours, en cas de panne de l'ëlectroaimant 117.
En réfêrence à la figure 20, des moyens de commande
pour commander le fonctionnement de l'appareil comprennent
le manche de commande 121 du pilote, relié à une
articulation 123 du type à rotule, qui permet une
inclinaison Avant-Arrière, Droite-Gauche du manche et une
rotation de celui-ci sur lui-mëme. Le manche de commande
121 est relië directement aux mécanismes de commande
cyclique situés dans les nacelles des hélices par quatre
transmissions souples à billes sous gaine. Deux dé ces
transmissions, désignées par le numéro de référence 125,
sont reliées sous les panneaux de plancher du cockpit à la
partie infërieure du manche 121 et sont actionnées par les
mouvements d'inclina~_son Droite-Gauche de ce dernier. Les
extrémitês 127 des transmissions 125, situëes dans les
nacelles des hélices, agissent sur les plateaux de commande
de pas cyclique latéral en compensant par construction le
déphasage de l'extrémité 89 du levier de commande de pas
cyclique 77 par rapport à l'azimut réel des pales, soit
environ 45° sur la figure 20. Les deux autres transmissions
sont désignées par ;Le numéro de référence 129 et sont
reliées sous les panns:aux de plancher du cockpit à un petit
levier transversal 13.1 qui est lui-méme relié au manche 121
et se déplace lors d'un mouvement d'inclinaison Avant-
Arrière du manche ou d'une rotation de celui-ci. Les
extrémités 133 des transmissions 129, situées dans les
nacelles des hélices agissent sur les plateaux de commande
de pas cyclique longitudinal, conformément à la description
précédente.
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Comme cela sera expliquë plus en détail ci-après, ces
connexions de commande simples suffisent à assurer toutes
les manoeuvres en vol nécessaires pour piloter l'avion 10
de l'invention. Le mouvement d'inclinaison Droite-Gauche
du manche 121 commande des variations antisymétriques des
plateaux de commande de pas latéral, pour ainsi créer un
moment de roulis qui entraîne l'appareil en roulis. Un
mouvement d'inclinai~~on Avant-Arrière du manche commande
des variations symétriques des plateaux de commande de pas
longitudinal pour ainsi créer le moment de tangage qui
permet à l'appareil de voler avec le nez vers le haut et
vers le bas, c' est-à-dire en cabré et en piquë. Le même
mouvement du manche de commande 121 permet également de
modifier l'angle d'inclinaison des hélices, à condition que
le robinet de frein 1,13 ait étê ouvert, comme cela a été
expliqué. Une rotation du manche de commande 121 commande,
par l'intermédiaire du levier transversal 131, des
variations antisymétriques de la commande de pas
longitudinal qui, du fait de l'élasticité de la tige de
torsion 95, modifie ci son tour l'angle d'inclinaison des
hélices et la direction de leur souffle. Ceci crée le
moment de lacet nécessaire pendant un vol à basse vitesse
et pendant les tran~~itions entre les modes de vol. Un
mouvement de rotation du manche de commande 121 remplace
le palonnier que l'ors trouve dans un avion traditionnel.
Si on le souhaite, toutefois, un palonnier peut être
installé et sera, par conséquent, relié au levier
transversal 131 d'une manière bien connue de l'homme de
l'art. Cependant, la configuration décrite ici permet au
pilote de piloter l'a;ppareil 10 d'une seule main, au lieu
d' utiliser l' une de ~~es mains et ses deux pieds . I1 est
possible de déterminez- des degrés variables de sensibilité
de réponse aux entrées de commande en sélectionnant
soigneusement les longueurs des bras de levier aux
extrêmités des mécanismes de transmission 125 et 129.
En gardant à l'esprit la description ci-dessus de la
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prêsente invention, donnée en référence aux figures 17
à 20, le lecteur est maintenant invité à se référer aux
figures 1 à 16 afin de comprendre tous les modes de
fonctionnement de l'avion 10 de l'invention.
Les descriptions. suivantes du pilotage en tangage et
des manoeuvres de transition ainsi que du pilotage en
roulis et en lacet vont permettre au lecteur de comprendre
de quelle manière les trois caractêristiques de conception
importantes décrites précédemment dans la partie consacrée
au résumé de l'invent:ion, sont utilisées pour résoudre les
difficultês associêes aux trois points à prendre en
considération pour la conception, et qui ont été évoqués
en introduction.
Un premier aspect concerne le pilotage de l'aérodyne
suivant des degrés de liberté symétriques, notamment en ce
qui concerne le tangage de l'appareil et l'inclinaison des
hélices.
En ce qui concerne la puissance des moteurs et le pas
des hélices, une action symétrique influencera la vitesse
à laquelle les hélices tournent ainsi que la poussée des
hélices 17. Cette vitEa se des hélices est supposëe rëgulée
et traitée conformém~:nt à des principes connus, ce qui
permet au pilote de concentrer son attention sur le tangage
de l'appareil et l'ïnclinaison des hélices. Par exemple,
dans un avion caractëristique, les deux hélices
synchronisées sont équipées d'un dispositif permettant des
variations identiques de leur pas, variations qui sont
effectuées par un mécanisme d'actionnement de commande de
pas. Le pilote dispose de commandes lui permettant de
choisir un réglage de régime des hélices pour chaque phase
individuelle de vol, par exemple, "régime de décollage" ou
"régime de croisière" . Une fois qu' un réglage a été choisi,
il est conservé pendant toute la durée de la phase de vol ;
aucune entrée du pilote n'est nécessaire pour les
modifications minimes qui doivent être apportées en continu
aux réglages de régime pendant le vol. Un régulateur
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interne apporte des modifications minimes continues au pas
des hélices, afin de faire en sorte que celles-ci
fonctionnent à la vitesse de rotation appropriée pour
maintenir la phase de vol choisie.
De plus, le pilote commande le réglage de puissance
des moteurs 17 à l'aide de manettes des gaz qu'il actionne
de la main gauche. Lia manettes des gaz sont jumelées afin
que des variations de puissance identiques soient apportëes
à chaque moteur, lorsque tous les moteurs 17 fonctionnent
correctement. En cas de panne d'un moteur, le pilote peut
compenser la perte cie puissance du moteur défaillant en
augmentant la puissance du ou des moteurs) restant(s).
Cette procédure d'urgence peut être automatisée au moyen
de méthodes actuellement disponibles, afin de libêrer la
main gauche du pïlotE~ d'une occupation permanente par les
manettes de gaz.
Sur la base des méthodes de pilotage existantes qui
ont ëté rappelées ci-dessus, les techniques de pilotage en
tangage et inclina:Lson des hëlices conformément aux
enseignements de la présente invention sont les suivantes.
Gouverne de tangage de l'appareil
Le tangage de 1"appareil est gouvernë par des
variations symétriques de la composante longitudinale du
pas cyclique des hélices. Ces variations de pas provoquent
un moment de tangage qui est appliqué aux hélices par des
forces aérodynamique: extérieures. Ce moment est transmis
des hélices au fuselage 11 par l'intermédiaire de l'organe
central en passant par le système d'amortissement, le
mécanisme de blocage, le mécanisme de verrouillage, et le
système de freinage. Ces structures sont décrites ci-dessus
en référence aux figures 17 à 20.
Lorsque le moment passe par le système
d'amortissement, son amplitude est réduite d'un moment
aérodynamique dû à la vitesse d'inclinaison des hélices.
Toutefois, la vitesse, d'inclinaison des hélices (1/4 tour
en 20 secondes) est suffisamment faible comparativement à
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la vitesse de rotation des hélices (10 â 20 tours par
seconde) pour que le moment dû à la vitesse d'inclinaison
des hélices soit négligeable.
Cette mëthode de gouverne par le pas cycliqué est
5 presque identique à celle utilisée par les hélicoptères
conventionnels. Elle supprime la nécessité de prévoir un
rotor de queue auxiliaire de contrôle de tangage ou deux
paires de rotors principaux en tandem.
D' autre part, ceste méthode de gouverne de tangage par
10 le pas cyclique n'est pas affectée par la vitesse
horizontal de l'appareil ou par l'angle d'inclinaison des
hélices. Cette techr~ique est par conséquent extrêmement
efficace et peut être utilisëe dans toutes les phases de
vol, que l'appareil soit en phase de décollage, en phase
15 d'atterrissage, en pr~ase de vol de croisière en palier, ou
en phase de transition entre des modes de vol vertical et
horizontal.
Inclinaison des hélices
Les paragraphes suivants décrivent le déroulement de
la transition de L'appareil du vol vertical au vol
horizontal, ou tran~;ition aller, puis de la transition
retour. Le déroulement est décrit étape par étape, chaque
étape étant illustrée. par une figure portant un numéro
correspondant.
Etape 1. L'appareil a décollé verticalement et est en
vol immobile ou stationnaire au-dessus du terrain
d' aviation. Le pilote a passé en revue toutes les consignes
de la liste de vérifïcation et a sélectionné les réglages
de régime et de puissance appropriés. I1 s'est assuré,
comme cela est indiqué sur sa liste de vérification, que
les volets 43 prévus :pur les empennages canards 41 étaient
complëtement sortis.
Pendant que l'appareil est en vol immobile,
l' écoulement d' air aspiré vers le bas par les hélices a une
vitesse trës faible lorsqu'il passe au-dessus de l'aile 19
et des empennages canards 41. Les forces aérodynamïques
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résultant de l'écoulement de l'air au-dessus de l'aile I9
et des empennages canards 41 sont négligeables, moyennant
quoi il n'y a pas dE~ portance nëgative. A ce moment-là,
l' appareil est gouverné uniquement par les hélices dont la
poussée Fr assure également toute la portance.
Par conception, le centre de gravité de l' appareil est
situé en avant des axes autour desquels les hêlices
pivotent et en avant des ailettes 27 et 29. Cette position
en avant du centre de: gravité est nécessaire pour assurer
à l'appareil une stat~ilité de tangage â basse vitesse. Le
poids de l' appareil appliqué au niveau du centre de gravité
par rapport à l'axe de pivotement des hélices crée un
moment qui se traduit par un pïqué du nez de l'appareil.
Ce moment doit être ö:quilibré par un moment cabreur créé,
par le pas cyclique c3es hélices. Pour tenir compte de ce
moment, le pilote doit: placer la commande de pas cyclique
dans une position situëe en arrière de la position neutre,
et choisir un réglage de puissance élevé afin de maintenir
un vol immobile stablsJ et en palier. Le moment crëë par les
hélices et le moment crëé par le positionnement en avant
du centre de gravité se neutralisent à travers le mëcanisme
de blocage et le système de freinage
Étape 2. Le pilote décide de partir en transition du
vol vertical au vol horizontal et commence cette transition
en augmentant légèrement la puissance du moteur et en
faisant piquer le nez de l'appareil. Par exemple, s'il
décide de réaliser cette manoeuvre avec une accélêration
de 2, 5 m/s/s ( 0, 25 g ) , la poussée requise Fr est donnée par
(12 + 0,25z) - 1,03, ce qui correspond â 3 % de poussée
de plus que le poids ~de l'appareil.
De plus, l' angle de piqué nécessaire pour la manoeuvre
est donné par tan-1 (0,25) - 14 degrés. Par consëquent, â
ce stade de la transition, l'avion doit avoir une valeur
de poussée ëgale à 10~ % de son poids et un angle de piqué
de 14 degrés.
A cet instant, l'écoulement d'air généré par les
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17
hélices suit le même schéma, par rapport â 1 avion qu'au
cours de l'Étape 1. Cela signifie que le sou~fle des
hélices est incliné vers le bas et vers l'arrière en
formant un angle d'environ 14 degrés avec une ligne
imaginaire passant par le centre de gravitë. Après environ
5 secondes dans cette configuration, l'appareil atteint une
vitesse horizontale <ie 12,5 m/s. 10 secondes après avoir
commencé la transition du vol vertical en vol horizontal,
l'avion a atteint une vitesse horizontale de 25 m/s.
Étape 3. A ces vitesses horizontales basses,
l'écoulement d'air autour de l'aile est dévié vers le bas
par les hêlices, ce q~,Li l'oblige à passer par dessus l'aile
19. Ceci crée sur l'aïle une force de portance nëgative
(-f8), laquelle génêre à son tour un moment cabreur qui
agit sur l'avion. Dans la zone des empennages canards 41,
l'écoulement d'air reste peu perturbé par les hélices.
Étant donné que les volets 43 situés sur les empennages
canards 41 sont complètement sortis, les empennages canards
41 fournissent une portance positive (fe) qui crée un
second moment cabreur agissant sur l'appareil.
Le moment créé par la portance négative de l'aile et
le moment créé par l.a portance positive des empennages
canards 41 dont les volets 43 sont sortis s'additionnent
pour engendrer un moment cabreur plus important dont
l'amplitude croït au fur et à mesure que la vitesse vers
l'avant de l'appareil augmente. Ce moment commence par
compenser le moment piqueur dû au positionnement en avant
du centre de gravitë de l'appareil. Puis, ces deux moments
opposés s'annulent mutuellement, après quoi, lorsque la
vitesse horizontale continue à augmenter, le moment cabreur
surpasse le moment piqueur.
En conséquence, lorsque l'appareil prend de la
vitesse, le pilote doit progressivement déplacer la
commande cyclique vers l'avant par rapport à sa position
situêe en arriëre de l.a position neutre des Étapes 1 et 2
afin de contrebalancez- la tendance du nez de l'appareil à
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I$
se cabrer. Ceci fait que Ie vecteur de poussêe Fr agit sur
un point situé derrière le centre des hélices. A ce moment-
là, la butée unidirE:ctionnelle du mécanisme de blocage
n' est plus active, 1;3 fermeture du robinet de frein 113
étant seule responsable de ce que les axes des hélices
restent dans la position verticale (90 degrés).
Etape 4. Pour que les hëlices s'inclinent vers
l'avant, il faut que le robinet de frein 113 soit ouvert.
Lorsqu'il est ouvert, les hélices commencent à pivoter
d'elles-mêmes vers l'avant. Dans une variante de l'appareil
conçu sans le mêcanisrne de freinage commandé par le pilote,
les hélices commencent à s'incliner vers l'avant dès que
le levier de commande cyclique est déplacé vers l' avant au-
delà de la position nE~utre.
Pendant le mouvement d'inclinaison vers l'avant des
hélices, les moments dus aux variations du pas cyclique
sont transmis à l' appareil, avec une faible réduction comme
cela a êté expliqué précédemment, par l'intermëdiaire du
système amortisseur. Le calibre du gicleur 111 a été choisi
pour étre suffisamment étroit afin de limiter la vitesse
d'inclinaison des hélices â des valeurs très faibles (1/4
tour en 20 secondes - 4,5 degrés/s) de sorte que les
moments de pilotage appliqués par le pilote grâce â des
ajustements du pas cyclique ne varient pas de manière
appréciable.
Au cours de cette étape de transition, le pilote n'a
qu'à maintenir 1'accé:Lération de l'appareil à la valeur
souhaitée et la pente: de la trajectoire le long de la
trajectoire souhaitée. Toutes les corrections nécessaires
sont effectuées à l'aide du levier de commande de pas
cyclique. Par exemple, si l' appareil monte plus qu' il n' est
souhaité, il suffit, pour corriger l'écart de trajectoire,
de déplacer le levier de commande de pas cyclique vers
l'avant pour abaisser le nez de l'appareil.
En ce qui concerne l' inclinaison des hélices, en fait,
au cours des phases ~:nitiales de la transition du vol
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19
vertical en vol horizontal, ce ne sont pas les hélices
proprement dites qu:i pivotent vers le bas, mais au
contraire le reste de l'appareil qui pivote vers le haut.
C'est-à-dire que ce ne sont pas les hélices qui se
déplacent par rapport: au sol, mais l'appareil lui-même.
L'appareil pivote de l'attitude initiale piquée qu'il avait
au cours de l'Étape 2, dans une attitude de vol en palier,
puis dans une attituds: cabrée. Ce redressement du fuselage
11 diminue, puis fait disparaïtre, la portance négative due
à l'aile principale 19, et son moment cabreur résultant.
La perte du moment cabreur est compensée par une
augmentation de la portance ( fe ) due aux empennages canards
41 dont les volets 43 sont toujours sortis.
A ce moment-là, i~andis que la vitesse horizontale de
l'appareil n'est que de 10 à 20 m/s, l'essentiel de la
portance de celui-ci est encore assurée directement par la
poussée Fr des hélices. Toutefois, lorsque la vitesse
horizontale augmente et que l'appareil commence à se
cabrer, une partie croissante de la portance commence à
étre assurée par l'ai~.e 19 et les empennages canards 41.
Jusqu'alors, la puissance était maximale, c'est-à-dire
réglée sur pleins gaz. Une fois que la vitesse horizontale
de l'appareil a atteïnt 25 m/s, la puissance requise pour
permettre à l'apparei.l de maintenir sa position sans
accélération est inférieure à la puissance maximale fournie
par un seul moteur. he pilote peut alors actionner les
manettes des gaz pour ramener les moteurs 17 à un réglage
de puissance inférieur..
Étape 5. Environ dix secondes plus tard,
l' appareil atteint uné: vitesse horizontale de 50 m/s . A
cette vitesse, l'aïl.e et l'empennage horizontal 40
fournissent une portance (fa + fe) suffisante pour
ëquilibrer le poids Mg de l'appareil. s'il ne l'a déjà
fait, le pilote peut :relâcher la pression du frein pour
permettre aux hélices d'adopter leur position totalement
horizontale.
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Étape 6 . La transition aller est terminée . Les hélices
sont dans leur posit;ïon totalement horizontale et sont
verrouillées dans cette posïtion â l'aide du mëcanisme de
verrouillage commandé par le pilote. L'appareil accélère
5 pour atteindre sa vitesse de montée de 70 m/s, puis sa
vitesse de croisière de 100 â 125 m/s (la vitesse de
croisière réelle étant fonction de l'altitude de
l'appareil). Celui-ci est alors en tous points semblable
à un avion. Son angle d'attaque et son assiette sont
10 réduits afin d'assurer sa sustentation à toutes les
vitesses et â toute: les altitudes. Les volets 43 des
empennages canards :pont utilisés par le pilote pour
équilibrer l'appareil, de sorte que la commande cyclique
peut être laissée à ~>roximité de la position neutre sans
15 nêcessiter un effort ,permanent du pilote.
L'inclinaison des hélices et le régime de puissance
des moteurs 17 sont ct~uoisis en fonction des configurations
nécessaires pour la montée, puis pour la croisière.
Étape 7. L'apparf;il est en configuration de croisière
20 complète ; les volet: 43 des empennages canards ont été
rentrës et la commande de pas cyclique est proche de la
position neutre. La poussée Fr agit le long de l'axe
central de chaque hélice.
L'appareil vole en palier â une vitesse qui se situe
entre 100 et 125 m/~c. Le pilote amorce la descente de
l'appareil. La vitesse: de l'appareil est ralentie à 50 m/s
lorsque le pilote tire les manettes des gaz en arrière pour
diminuer la puissance. L'angle d'attaque de l'aile augmente
et le pilote compense en sortant les volets 43 des
empennages canards afin d'ëquilibrer la portance de l'aile
et de maintenir la commande cyclique â proximité de la
position neutre.
Lorsque l'appareil atteint une vitesse horizontale de
50 m/s, le pilote stabilise la descente à raison de - 3 m/s
et avec une pente de f~ ~ .
Étape 8. La confïguration de l'appareil à ce stade de
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la transition retour est semblable à la configuration qu' il
avait pendant l'Étape 6. Cependant, la puissance des
moteurs est réduite, puisque l'appareil est en descente et
non en montée ou en accélération.
Avant de commencer la transition réelle du vol
horizontal au vol vertical, le régime des hêlices est réglé
à la valeur appropriée. Ce rêglage est semblable au réglage
du dêcollage, les deux réglages étant supêrieurs au réglage
de croisiëre.
Étape 9. La véritable transition retour du vol
horizontal au vol vertical commence lorsque le pilote
rentre les volets 43 des empennâges canards. Comme les
volets 43 ont été rentrés, le moment dû â la portance de
l'aile doit alors étrc~ équilibré par un moment cabreur dû
aux hélices. Lorsque le pilote rentre les volets 43, il
doit également tirer sur le manche de commande cyclique
pour maintenir l'assi~stte de l'appareil. A ce moment-là,
la poussée Fr des hélices s' exerce parallëlement à leur axe
central et est appliquée au niveau d' un point bas du disque
des hêlices.
Étape 10. Les verrous qui assujettissent les hélices
aux ailettes sont déverrouillés et le robinet 113 est
ouvert. Les hélices pivotent lentement vers le haut sous
l'effet du moment cabreur dû au pas cyclique des hélices.
Tous les moments aérodynamiques sont transmis des hélices
au fuselage 11 par l'intermédiaire du système amortisseur.
Au bout de 10 à 20 secondes, les hêlices sont passées
de la position dans laquelle leur axe est complètement
horizontal (0 degré) â~ la position dans laquelle leur axe
est complètement vertical (90 degrés). Le mouvement de
pivotement des héliCeS S'arréte lorsqu'elles viennent buter
contre le mécanisme de blocage. Une fois que Les hélices
ont atteint la posit:ïon à 90 degrés, tous les moments
aérodynamiques sont transmis des hélices au fuselage 11 par
l'intermédiaire du mécanisme de blocage.
Pendant que les Izélices s'inclinent vers l'arrière,
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la poussée Fr qu'elles fournissent est faible, et
l'essentiel de la portance est assurée par l'empennage
horizontal 40 et l'asile principale (fe + fa).
Etape 11. Le pilote poursuit la transition du vol
horizontal au vol vertical en continuant à décélérer
l'appareil. La puissance des moteurs est augmentée, ce qui
se traduit par une augmentation du pas et de la poussée Fr.
L'appareil est maintenu dans une attitude légèrement cabrée
afin que la poussée .comporte une composante dirigée vers
l'arrière et contribLne â freiner l'appareil.
A ce stade, le souffle des hêlices crée un schéma
d'écoulement d'air qui diminue l'angle d'attaque ou
d'incidence de l'aile et réduit la part de la portance fa,
qui est assurée pax~ l'aile. Au fur et â mesure que
l'appareil ralentit pour atteindre une vitesse horizontale
de 25 m/s, la majeure partie de.la portance est transférée
de l'aile aux hélices.. La portance assurée par l'empennage
horizontal 40 dont les volets 43 sont rentrés, est
négligeable.
Le pilote décide de mettre fin à la transition retour
en se préparant à poser l'appareil, dès que l'aire
d'atterrissage est en. vue. La puissance des moteurs est
augmentée une nouvelle fois, et le nez de l'appareil est
cabré encore davantagE~. Le souffle des hélices agit de la
méme manière qu'au cours de l'Étape 3, ce qui se traduit
par la création d'une portance négative due à l'aile.
Toutefois, l'attitude cabrée de l'appareil ainsi que sa
trajectoire descendante font que la portance négative est
beaucoup moins importante que celle créée au cours de
l' Étape 3. En outre, la configuration de vol de l' appareil
garantit également que les hélices resteront appuyées
contre leur butée veri~icale et ne pivoteront pas vers le
bas. Le levier de commande de pas cyclique est maintenu
tiré en arrière pour faire en sorte que les hélices restent
en appui contre la butée verticale.
Étape 12. A des vitesses extrémement basses,
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23
l'écoulement d'air créë par les hélices devient semblable
à celui des Etapes 1 et 2. Pour achever la transition
retour, le pilote régie la puïssance afin de maintenir
l'appareil à l'altitude souhaitée tandis qu'il positionne
celui-ci au-dessus de :L'aïre d'atterrissage. Puis, il pose
l'appareil comme il. le ferait avec un hélicoptère
conventionnel.
Le pilotage de l'appareil suivant des degrés de
liberté antisymétriques, c'est-à-dire en ce qui concerne
le roulis et le lacet de l'appareil, peut être expliquë de
la manière suivante.
Lorsque l'appare;il est en vol immobilé ou se déplace
â des vitesses extrêmement faibles, la gouverne de roulis
est fournie par des variations antisymëtrïques du pas
cyclique latéral, sans changement du pas général des
hélices. C'est le pi:l.ote qui commande ces variations en
déplaçant le levier de commande de pas cyclique à gauche-
ou à droite. Le rëglG~ge du pas général des hêlices doit
rester égal pour chacune des hélices. Les variations
cycliques entraïnent des différences de portance sur chaque
moitié droite et gauche des disques des hélices. Ces
différences de portancJe provoquent des moments induisant
un roulis qui se transmettent au fuselage 11 par
l'intermédiaire des moyeux des hélices et des ailettes. Ces
moments induisant un roulis sont extrêmement efficaces et
peuvent étre générés par des variations du pas cyclique de
2 ou 3 degrés seulement. En outre, la pression exercée par
le pilote sur le levier de commande pour effectuer les
variations de pas est minimale et ne nécessite donc aucun
système d'assistance mécanique. Un tel système serait
nécessaire si les variations concernaient les pas
collectifs des hélices.
La gouverne de lacet est fournie par des variations
antisymétriques du pas cyclique longitudinal. L'utilisation
de variations symétriques du pas cyclique longitudinal
comme méthode de gouverne de tangage de l'appareil a déjà
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24
été décrite. Dans l.e cas de la gouverne de lacet, les
moments de tangage opposés dus aux variations du pas
cyclique de chaque hélice s'annulent mutuellement.
Cependant, en raison de l' êlasticité de la tige de liaison,
chaque hélice peut Gwoir une inclinaison décalëe de 2 ou
3 degrés par rapport à l' autre ( de manière antisymétrique ) .
Du fait des différences d'angles d'inclinaison et des
différences résultantes des composantes de la force de
portance de chaque hélice vers. l'avant et vers l'arrière,
un moment de lacet est créé. L'amplitude de ce moment est
suffisamment importante pour obliger l'appareil à tourner
suivant l'axe du lacet.
On notera que, pendant le vol lent, il est important
de disposer d' un mécanisme de gouverne de lacet extrêmement
efficace pour compexiser l'effet des rafales de vent et
l'angle de dërapage cte l'appareil dû à des vents latéraux.
La méthode de gouverne de roulis décrite prëcédemment
peut être utilisée efficacement pendant un vol en palier
à grande vitesse. Cf~la signifie que la même méthode de
gouverne de roulis peut être utilisée pouf toutes les
phases de vol. A grandes vitesses, les variations
antisymétriques du pas cyclique latéral créent des forces
radiales qui agissent dans le plan de rotation des hélices .
Ces forces sont la cause du moment de roulis.
Le phénomène des forces de portance radiales dues aux
hélices nécessite une explication. Une explication
graphique est fournie sur les figures 15 et 16. La force
de portance radiale est due à la valeur ëlevëe de la
vitesse axiale V à travers l'hélice et, par consëquent, à
l'augmentation importante du pas général. Par exemple, à
une vitesse V égale à la vitesse périphérique wR des pales
des hêlices, l'angle du pas général à l'extrémité de chaque
pale est de 45 degrés . En outre, l' angle du pas général est
même supérieur aux emplacements de la pale qui sont situés
plus près de son pied. Lorsque la vitesse de croisière
représente la moitié de la vitesse périphérique d' une pale,
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la moitié de la longueur de chaque pale d'hélice, de 0 à
0,5 R, a un angle de pas général supérieur à 45 degrés.
Dans ces condition;>, une variation du pas cyclique
latéral 4i entraîne des différences de portance 0F entre
5 les côtés droit et gauche du disque d'hélice. (Le disque
d'hélice est le disque imaginaire créé par la rotation
rapide des hélices ) . :Ga composante de portance dans le plan
des disques des hélices ~Fr est supérieure à la composante
de portance axiale ~iE'a . Les composantes dans le plan des
10 disques des hélices n'ajoutent entre les côtés gauche et
droit des disques de:à hélices,,d'oü une force de portance
radiale importante. Si l'hélice droite tourne dans le sens
des aiguilles d'une montre et l'hélice gauche en sens
inverse, le moment dü à la portance radiale OFr (Fig. 16)
15 agit dans la même direction que le moment induit par les
hélices lorsque l'avion est en vol immobile (Fig. 15). Par
conséquent, cette te~~hnique qui consiste à utiliser les
variations du pas cyc:l_ique latéral pour gouverner le roulis
est efficace pendant toutes les phases de vol et peut être
20 employée du décollage à l'atterrissage comme seule méthode
de gouverne du roulis.
En ce qui concerne les variations antisymétriques du
pas cyclique longitudinal, si le mécanisme de verrouillage
n'était pas verrouillé, comme en voI lent où il ne l'est
25 pas, une inclinaison antisymétrique des hélices
entrainerait un moment de roulis supplémentaire mais pas
de moment de lacet. I1 pourrait par conséquent sembler
nécessaire de développer un mécanisme de commande pour
permettre une gouverne de lacet en vol en palier à grande
vitesse. Toutefois, à titre de caractéristique de
l' invention et dans le but de simplifier l' appareil, un tel
mécanisme de commande n'est pas nécessaire et n'est donc
pas prévu dans l'appareil de l'invention.
A la différence cies vitesses lentes, le courant d'air
qui circule autour de l'appareil à des vitesses élevées
agit sur les empennages verticaux (dérives 25) fixés à
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26
chacune des extrëmités de l'aile 19 pour conférer â
l'appareil la stabilitë de lacet requise. Un mécanisme de
gouverne de lacet n'est donc pas nécessaire lorsque
l'appareil est en vol en palier â grande vitesse. Comme
c'est le cas dans d'autres avions conventionnels volant à
grandes vitesses, seuls les mécanismes de gouverne de
tangage et de roulis sont nécessaires et ce sont donc les
deux seuls mécanismes de gouverne dont le pilote dispose
pendant que cet appareil particulier est en vol en palier
à grande vitesse. La gouverne de roulis est la seule
nêcessaire pour permettre à l'appareil de virer
efficacement, de sorte. que les hélices sont verrouillées
au niveau de la position 0 degré et que les variations
antisymétriques du pas cyclique longitudinal ne sont pas
utilisées.
Lorsque l'apparei.l est en transition entre les modes
de vol vertical et horizontal, les méthodes de commande
décrites précëdemment pour le vol à vitesse lente et à
vitesse élevée restent efficaces et peuvent étre utilisés.
Les variations antisymétriques de la composante latérale
du pas cyclique provoquent le roulis de l'appareil et
induisent également un :Lacet négligeable. Cela signifie que
lorsque l'avion s'incline â droite, il tourne également à
droite, mais pas suffisamment pour que cela constitue un
inconvënient. Les variations antisymétriques du pas
cyclique longitudinal ~~réent un lacet lorsque l'appareil
vole à une vitesse modérée et que les hélices ne sont que
légèrement inclinées. Mais, lorsque la vitesse horizontale
de l'appareil augmente,, un roulis relativement faible et
nëgligeable est créë. Toutefois, la gouverne de lacet
devient inutile lorsque l'appareil accêlère pour passer en
vitesse de croisière, du fait de la stabïlité de lacet
assurée par les dérives 25 de l'aile.
I1 est important de noter que le bénéfice de la force
de portance radiale générée par les hélices est directement
lié â la seconde caractéristique de conception de
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l'invention, c'est-à-dire à la combinaison d'une hélice à
pas cyclique variable: et d'un moyeu rigide. La portance
radiale est concomitante à un moment transversal à l' hélice
en raison du pas général important des hélices ( 45 degrés ) .
Un rotor d'hélicoptère est, de par sa conception à pales
articulées, inapte à transmettre un moment transversal de
ce type et s'oriente de lui-même pour compenser et, par
conséquent, annuler ce moment et, avec lui, toute la
portance radiale. Une hélice d'avion conventionnel dont le
pas cyclique ne peut pas ëtre modifié, ne peut pas être
manoeuvrée par le p_ïlote pour engendrer une portance
radiale.
Par conséquent, :L'invention décrite ici en relation
avec un mode dE: réalisation préféré remplit
individuellement et collectivement tous les buts définis
précédemment et propose un aérodyne â décollage et
atterrissage verticaux présentant une grande nouveauté et
une grande utilité.
Bien que la description ci-dessus ait porté sur. un
mode de réalisation préféré de l'invention, celle-ci n'est
bien entendu pas limitée aux modes de réalisation décrits
et illustrés ici, et l'homme de :L'art comprendra aisément
qu'il est possible d'y apporter de nombreuses variantes et
modifications sans pour autant sortir du cadre de
l'invention.
