WO2001019673A1 - Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants - Google Patents

Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants Download PDF

Info

Publication number
WO2001019673A1
WO2001019673A1 PCT/FR2000/002527 FR0002527W WO0119673A1 WO 2001019673 A1 WO2001019673 A1 WO 2001019673A1 FR 0002527 W FR0002527 W FR 0002527W WO 0119673 A1 WO0119673 A1 WO 0119673A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
rotors
convertible aircraft
fuselage
frequency
Prior art date
Application number
PCT/FR2000/002527
Other languages
English (en)
Inventor
Thomasz Krysinski
Rogelio Ferrer
Thomas Manfredotti
Eric Magre
Jean-Marc Klein
Original Assignee
Eurocopter
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 Eurocopter filed Critical Eurocopter
Priority to US10/070,629 priority Critical patent/US6607161B1/en
Priority to JP2001523272A priority patent/JP4405704B2/ja
Priority to CA002382879A priority patent/CA2382879A1/fr
Priority to EP00962625A priority patent/EP1212238B1/fr
Priority to DE60006831T priority patent/DE60006831D1/de
Publication of WO2001019673A1 publication Critical patent/WO2001019673A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the invention relates to improvements made to convertible aircraft with tilting rotors, capable of operating in airplane mode and in helicopter mode, and of the type comprising at least one fuselage, at least one tail with at least one fin, a fixed wing comprising at least two wings extending laterally on either side of said fuselage, and, in helicopter mode, a rotary wing comprising at least two rotors, each of which is supported and driven in rotation by one respectively of two driving nacelles each supported by one respectively of the two fixed wings extending from the fuselage to the corresponding nacelle, each rotor being mounted tilting with at least one front part, which supports said rotor, from the corresponding nacelle, on the corresponding fixed wing and around a tilt axis substantially transverse to the fuselage, to switch from one to the other of the helicopter mode and the airplane mode, in which the rotors serve as a propeller
  • these convertible aircraft can operate in helicopter mode or configuration, in particular for landings and take-offs, during which the rotors rotate above the fixed wings, around substantially vertical axes to ensure the lift of the aircraft. aircraft, and in airplane mode or configuration, in which the rotors are tilted relative to the fixed wings to function as propellers
  • Each rotor has its shaft connected by a respective transmission to a respective motor, the transmission and the motor being housed in the corresponding nacelle supported by the corresponding fixed wing, an interconnection shaft connecting the two transmissions, for the rotary drive.
  • US-A-5,054,716 describes a first example of convertible aircraft of this type, on which each of the rotors constitutes, with its control means , the corresponding engine and the corresponding transmission, a tilting assembly housed, with the exception of the blades and of the rotor hub, in a nacelle entirely pivotally mounted cantilevered at the end of a corresponding fixed wing.
  • each transmission includes a front reduction unit, driving the rotor in rotation, and a rear reduction unit, engaged with the corresponding front reduction unit and connected to the corresponding motor, as well as to the interconnection shaft connecting the two transmissions.
  • Each of the two nacelles is articulated and has a front part, pivotally mounted, around the tilting axis, on a fixed rear part of the nacelle, fixed to the corresponding fixed wing, and in which the rear part of the nacelle are housed the motor. corresponding and at least partially the rear reducer assembly of the corresponding transmission.
  • the front reduction assembly as well as the corresponding rotor shaft are housed in the tilting front part of the nacelle, and are mounted tilting with said front part relative to said rear part and said corresponding wing.
  • vibration filtration systems by resonators or by force generators controlled by computers is known, but these systems generally comprise assemblies with masses and springs which are very penalizing in weight.
  • control of the roll in airplane mode is normally ensured by the use of surfaces directional command and / or control, each pivotally mounted about an axis substantially transverse to the aircraft, along the trailing edge of each of the fixed wings, and these orientable surfaces also serve to provide the aircraft with high lift at low speed in airplane mode and the reduction of the downforce of the wing in helicopter mode.
  • each fixed wing has a relatively large number of such control and / or control surfaces along its trailing edge, and these orientable surfaces must be controlled by a large number of actuators and can be connected by complex mechanical connections allowing in particular negative deflections (upwards) as well as asymmetrical deflections of these surfaces between the two wings, while limiting the risks of embarkation in roll linked to asymmetrical deflections of these orientable surfaces , called by the English term “flaperon”, because being able to fulfill the functions of shutter and fin, and thus of control surfaces of high lift and warping.
  • US-A-5,094,412 describes means of complex structure and control of such “flaperons”, also called “elevons”, for a convertible aircraft according to the aforementioned US-A-5,054,716.
  • the problem underlying the invention is to improve convertible aircraft of the aforementioned type, mainly, in terms of active vibration control, avoiding the addition of significant additional masses to essentially counteract the excitations caused by the rotors, and , secondly, to facilitate the control of the aircraft in roll in airplane mode.
  • the invention also relates to improvements made to convertible aircraft of the aforementioned type to give them the ability to land in airplane mode (without prior conversion from the airplane configuration to the helicopter configuration). This possibility reduces the criticality of rotor tilting mechanisms, insofar as the landing remains possible, without damage to the aircraft, regardless of the position of the rotors.
  • the second problem underlying the invention is to remedy these drawbacks by the use of relatively large rotors, dimensioned to optimize performance in hover, with a cyclic pitch control (which does not generally exist not on tilting wing designs) and collective step for good behavior of the convertible aircraft in helicopter mode and during conversion, such large rotors being tilting relative to fixed wings, to preserve the benefits specific to this type of airfoil, in particular to limit drag in forward flight in helicopter mode (to improve takeoff performance in the event of an engine failure) compared to a fully or partially tilting wing, and which allows good behavior during conversion.
  • the airfoil of the convertible aircraft is designed to allow landing in airplane mode despite the presence of relatively large rotors.
  • each fixed wing is extended, substantially according to its size and towards the exterior of the corresponding nacelle with respect to the fuselage, by at least one external portion of wing, of which at least one part pivots, independently of the rotor and at least the front part of the corresponding nacelle, around an axis of articulation substantially transverse to the aircraft and constitutes an orientable control and / or control surface, the pivoting of which around the articulation axis is controlled at least at a frequency of the order of Kb ⁇ , where b and ⁇ are respectively the number of blades and the frequency of rotation of each rotor, and K an integer at least equal to 1, by at least one actuator piloted, so as to at least attenuate, at the level of the fuselage of the fixed wings and the empennage ( s) and die shore (s), at least the vibrations naturally generated by each rotating rotor.
  • the orientable and / or external control and / or control surfaces, at the wing tip can be used to perform a active control of the vibrations produced by one and / or the other of the phenomena known as of “whirl flutter” (or gyroscopic floating) and of “tail shake”, of which one recalls that the first phenomenon is an aeroelastic instability, coming from the looping between a rotor and the corresponding wing at high speed in airplane mode, while the second phenomenon corresponds to vibrations of the tail boom or of the rear parts of the nacelles and of the fuselage of a convertible aircraft, said tail beam or parts rear of nacelles and fuselage being excited by the breath of the rotors at frequencies of a few Hertz, and frequently close to 4 Hz.
  • This active control makes it possible to reduce the stiffness, and therefore the mass, of each wing for a given maximum speed and / or to increase the maximum speed of the aircraft.
  • the pivoting of the directional control and / or control surface is transiently controlled by the actuator controlled at a frequency less than Kb ⁇ and of the order of 4 to 6 Hz, to counter the phenomenon of “whirl flutter ", Or on the order of a few Hz, in general on the order of 4 Hz, to counter the" tail shake "phenomenon.
  • the external orientable command and / or control surfaces In their integration into an active anti-vibration system, the external orientable command and / or control surfaces, arranged in elevations operating in small piloted fins or active aerodynamic flaps, located at the end of the wing, generate aerodynamic forces, which are used to counteract the excitations caused by the rotors, avoiding the addition of additional masses.
  • a convertible aircraft of the type presented above is thus equipped with a self-adaptive anti-vibration system based on the external orientable command and / or control surfaces, or external elevators, functioning as piloted fins and / or flaps aerodynamics active at the wing tip, and whose steering angle, and therefore the incidence, is controlled by at least one computer controlling at least one maneuver actuator, a first actuator being controlled at the frequency b ⁇ , a possible second actuator being controlled at the frequency 2b ⁇ , a possible third actuator at the frequency 3b ⁇ , etc., in order to generate aerodynamic forces directed against the excitation forces of the rotors, and thus making it possible to minimize the vibratory level in the fuselage, the empennage (s) and fin (s), the fixed wings and the possible fixed rear parts of the nacelles of the aircraft, this anti-vibration system being particularly good pte in airplane mode.
  • the actuator is an excitation cylinder, slaved in displacement, maneuvering the directional control and / or control surface, against elastic means of static tuning. / and dynamic, and automatically controlled by at least one active and self-adaptive vibration control computer, which controls the actuator on the basis of signals received from sensors, in particular forces, accelerometric and gyrometric, arranged in at least determined points of the fuselage and / or the rotors, and / or the empennage (s) and drift (s), in particular.
  • the elastic means take up the static forces of the orientable surface, and, in dynamics, their stiffness is coupled to the inertia of the moving assembly comprising at least said orientable surface and the movable parts of the jack so as to create a second-order resonant system, the resonant frequency of the moving assembly being adjusted to the excitation frequency of the jack, which considerably reduces the control forces, and therefore the size of the jack.
  • the excitation frequency of the jack is normally adjusted substantially to a frequency of approximately 20 Hz.
  • the excitation frequency of the actuator is advantageously temporarily adjusted to a frequency of approximately 4 Hz to approximately 6 Hz, when said sensors detect signals testifying to at least one of these two phenomena, then, after attenuation or even disappearance of the phenomenon, the excitation frequency of the actuator is again adjusted substantially to the frequency b ⁇ .
  • Such an external orientable surface (outside of a nacelle) can also receive a differential control, relative to the orientable surface outside of the other nacelle, and operate in a fin controlling the warping and allowing the control of the aircraft in roll in airplane mode, with the fast dynamics required, the roll control provided by the over- external orientable faces being thus decoupled from the functions of high lift and reduction of lift which can be fulfilled, with slower dynamics, by other internal orientable command and / or control surfaces (between the nacelles and the fuselage) on the trailing edges of fixed wings.
  • the excitation cylinder of each elevon or external orientable surface is also controllable by pilot commands (actuated by the crew of the convertible aircraft), in particular of warping.
  • the control of the excitation cylinder by the vibration control computer is neutralized during the control of the excitation cylinder by the pilot commands.
  • EP-0 416 590 and US Pat. No. 3,666,209 disclose convertible aircraft, the airfoil of which comprises aerodynamic bearing and pivoting surfaces outside (depending on the scale) of driving nacelles and of a portion of fixed internal wing.
  • each driving nacelle pivots with a wing portion around the tilting axis, so that these convertibles have the aforementioned third convertible aircraft architecture called “tiltwing”, and their pivoting and external aerodynamic surfaces are intended to correct variations in attitude of the aircraft around its center of gravity, and are therefore control surfaces activated by means of the flight controls located in the cockpit.
  • Each flight command or pilot command makes it possible to move the aircraft around one of its roll, pitch and yaw axes.
  • these moving surfaces can be likened to fins allowing warping (rotation about the roll axis) in flight in airplane mode or a yaw movement in vertical flight in helicopter mode.
  • the pivoting parts of the external wing portions are, unlike EP-0 416 590 and US-3,666,209, elevons, the functions of which have been defined above, and which are self-piloted to minimize, in the structure of the aircraft, vibrations which are at least of the three aforementioned types: vibrations generated by the rotors in normal operation, and by the “tail shake” and “whirl flutter” phenomena.
  • the external orientable surfaces according to the invention can also be used to reduce the rate of descent of the aircraft in autorotation of the rotors (in the event of failure of the two engines) by participating in the lift of the aircraft if these external orientable surfaces are oriented in the wind bed.
  • each external wing portion can be a pivoting elevon of the trailing edge of a fixed and external wing portion, which thus constitutes the end of the corresponding fixed wing, beyond the corresponding nacelle.
  • each external portion of wing can be a part of external wing which is entirely pivotable about the axis of articulation, so that the whole part of wing outside of a nacelle can be arranged as an elevon pivoting about its axis of articulation relative to the adjacent nacelle and the corresponding fixed wing.
  • the convertible aircraft according to the invention is such that its fixed wings are high wings secured to the upper part of the fuselage, to maintain the nacelles and therefore the rotors at a sufficient height, guaranteeing a minimum ground clearance of the rotors to allow a landing in airplane mode, this ground clearance being increased and / or the diameter of the rotors being increased if the high wings are raised relative to the upper part of the fuselage.
  • the fixed and high wings have an upward dihedral (positive dihedral), between the fuselage and the nacelles, which, simultaneously, makes it possible to further increase the ground clearance and / or the diameter rotors, and limits the drag penalty due to the raised position of the fixed wings above the fuselage.
  • Fixed wings raised relative to the fuselage and with an upward dihedral undoubtedly improve the landing capacity with the rotors in airplane mode.
  • the external wing portions comprising the external orientable command and / or control surfaces, or arranged in such external orientable surfaces, may also have a positive (upward) or zero dihedral (being substantially horizontal), but, advantageously, to at least partially compensate for any disadvantageous aerodynamic effects of the positive dihedral of the fixed wings, the external wing portions may have a negative dihedral (downwards), so that the fixed wing of the aircraft is appreciably winged.
  • the characteristics relating to the fixed high wings, raised, having a dihedral upwards and possibly extended, outside the nacelles, by external portions of wing with a positive, zero or negative dihedral can be used on a convertible aircraft of the type presented above independently of the other characteristics presented above and relating to the structure, arrangement, operation and control of the external orientable command and / or control surfaces of the convertible aircraft, and Conversely. Indeed, such external orientable surfaces can be fitted to the wing tips with a fixed wing of a convertible aircraft, the fixed wings of which are not high wings, neither raised nor in dihedral.
  • FIG. 1 is a partial schematic plan view of a second embodiment, in airplane mode
  • FIG. 5 is a schematic sectional view of the external o ⁇ entable surface of the example in FIG. 4 and of its maneuvering and control means,
  • FIG. 6 is a variant of the embodiment of FIG. 4, and
  • FIG. 7 is a curve representing, as a function of the frequency, the amplification of the amplitude of the movements of the elevon with respect to the amplitude of the excitations of the control jack, in a mechanical system according to the figure 5.
  • the convertible aircraft 1 of FIGS. 1 to 3 comprises a fuselage 2, of the aircraft fuselage type, with a cockpit 3 at the front and a tailplane 4 in "T" shape with fin (s) at the rear, and two fixed and high wings 5, in this example with zero deflection and constant rope (rectangular in plan), extending, in a conventional manner, laterally on each side of the fuselage 2, each fixed wing 5 supporting, at its external end according to its wingspan, on the side opposite to the fuselage 2, an articulated driving nacelle 6, fixed by its rear part 7 to the corresponding wing 5.
  • the tail unit 4 may have another geometrical configuration, for example in the form of a cross, or in a "V" shape, or bi-drift, or the like. equipped with one or more daggerboards.
  • Each nacelle 6 comprises a front part 8, aerodynamically profiled, substantially in the shape of a warhead, and tilting mounted, relative to the fixed rear part 7 of the nacelle 6, and therefore relative to the corresponding wing 5, around a tilting axis XX, which is transverse to the fuselage 2, and more particularly perpendicular to the longitudinal plane of symmetry passing through the longitudinal axis AA of the aircraft 1.
  • the tilt axis XX is parallel to the plane perpendicular to the longitudinal axis AA of the aircraft 1 and containing the straight lines passing through the aerodynamic foci of the wings 5, the tilt axis XX being slightly behind the focal lines located at a distance from the leading edge of the wings 5 which is about 25% of the value of the chord of the wings 5, towards their trailing edge.
  • each nacelle 6 On the tilting front part 8 of each nacelle 6, a rotor, for example with three or four blades, and shown diagrammatically by the rotor disc 9, is mounted in rotation around its axis and also rocking around the axis XX with the part front of corresponding nacelle 8, each rotor 9 having a shaft connected, for its rotational drive, by a transmission to a turbo-engine group fixed in the fixed rear part 7 of the corresponding nacelle 6, according to an arrangement more precisely described in FR 99 03735, to which reference will be made for further details on this subject, and which is incorporated in the present description by way of reference.
  • the two transmissions are connected to each other by an interconnection shaft, shown diagrammatically at 10 in FIG. 3.
  • an interconnection shaft shown diagrammatically at 10 in FIG. 3.
  • the shaft 10 essentially consists of two rectilinear parts, each extending between the fuselage 2 and one respectively of the nacelles 6, over the entire span of the fixed wing 5 corresponding, this shaft part 10 being substantially parallel to the plane perpendicular to the longitudinal axis AA and passing through the tilt axis XX, but offset relative to this plane, for example towards the rear of the wings 5 (see figure 3), both pa straight lines of the interconnection shaft 10 being coupled to one another, on the top of the fuselage 2, and to an accessory drive housing housed in an elevation box 11 by which the fixed wings and high 5 are secured to the upper part of the fuselage 2, being raised relative to this fuselage 2.
  • each transmission which has a free wheel to neutralize the differences in engine rotation speed, comprises a front transmission part or front reduction unit, which drives the rotor shaft 9 and is mounted tilting with it around the tilting axis XX, inside the tilting front part 8 of the nacelle 6, the front reduction unit remaining permanently engaged with a rear part of the non-tilting rear transmission or gear unit, permanently engaged with a power take-off at the corresponding end of the interconnection shaft 10 and with an output shaft of the corresponding turbo-engine group.
  • the non-tilting rear reduction gear assembly occupies a fixed position relative to the turbo-engine unit, to the rear part 7 of the corresponding nacelle 6, to the interconnection shaft 10, and therefore to the wings 5, and is partially housed in the fixed rear part 7 of the nacelle 6 and possibly in at least one of the aerodynamically profiled connections or connecting karman between the fixed rear nacelle part 7 and the corresponding wing 5.
  • the convertible aircraft 1 is thus equipped with two tilting rotors, each of which can be toggled between a helicopter configuration, in which the rotors are marked in 9 'on the front parts of the nacelle marked in 8', and in which each rotor 9 'is driven around a substantially vertical axis of rotation, for the operation of the aircraft in helicopter mode, and an airplane configuration, in which each rotor marked at 9 (in FIGS. 1 to 3) at the front of a part before the nacelle marked at 8 behaves like a propeller driven in rotation about an axis substantially aligned with the direction of flight, for the operation of the aircraft in airplane mode.
  • each nacelle 6 rocks by a central rear portion between two front lateral extensions of the fixed rear part 7 of this nacelle 6, as described in FR 99 03956.
  • the fixed rear part 7 For a good air supply to the engine, fixed in this fixed rear part 7, the latter has a lower air intake 12, fixed and opening towards the front under the tilting front part 8 of the nacelle 6.
  • the fixed wings 5, raised at 11 on the fuselage 2 also have a positive dihedral (see FIG. 2), that is to say that each of them is raised upwards, with respect to their raised connection 11 to the fuselage 2, on the side of its end supporting the nacelle 6.
  • the nacelles 6, and therefore the rotors 9, are thus raised above the ground so that sufficient ground clearance remains between the rotors 9 and the ground, even when the rotors 9 are of relatively large diameter, to allow the aircraft 1 to land with the rotors 9 in airplane configuration, in particular in the event of failure of the two engines, the rotors 9 then being in autorotation, disengaged from the engines, but the landing of the aircraft in airplane mode is also possible with rotors 9 driven by the engines or stopped.
  • the positive dihedral of the wings 5 not only makes it possible to raise the rotors 9 sufficiently to make it possible to land in airplane mode, but also to use rotors 9 of a size large enough to be dimensioned in order to optimize the performance in hover, with cyclic and collective step control for good behavior in helicopter mode and in conversion from one of the two airplane and helicopter modes to the other.
  • the drag penalty due to the presence of the raising box 11 allowing the raised position of the wings 5 above the fuselage 2, is limited by the use of wings 5 with a positive dihedral.
  • the airfoil of the aircraft 1 comprises, substantially in the extension of each wing 5, according to its wingspan and outside the corresponding nacelle 6, it that is to say on the side opposite to the fuselage 2, an external portion of airfoil 13, at least part of which pivots about an axis of articulation YY substantially transverse to the aircraft 1, and preferably contained in a perpendicular plane to the longitudinal axis AA of the aircraft 1, that is to say in a plane parallel to the tilt axis XX of the rotors 9 with at least the front parts 8 of the nacelles 6 and the front parts of the transmissions.
  • each external portion of wing 13 is a part of external wing which is entirely pivotable about the axis of articulation YY.
  • Each of the two outer wing portions 13, of substantially trapezoidal plane shape (see FIG. 3), and whose straight leading and trailing edges converge towards each other laterally outwards and are connected by a small salmon 14 at the end constitutes a command and / or control surface which is orientable, and the pivoting of each around its axis of articulation YY is controlled by an actuator, such as a jack, controlled by a computer that can be integrated with the pilot control computers.
  • These orientable surfaces 13 fulfill the functions of piloted fins and / or active aerodynamic flaps, situated at the ends of the wings 5, beyond the nacelles 6, and therefore constitute elevations, capable of operating in elevator as in warping .
  • the axis YY articulation allows the incidence of each elevon 13 to be controlled, and its actuating cylinder (not shown) is slaved in displacement and permanently controlled by the computer to control the deflection of the elevon 13.
  • the elevable 13 steerable located outside of the nacelles 6, make it possible to control the aircraft 1 in roll in airplane mode, this roll control, which requires rapid dynamics, being thus decoupled from the functions of high lift and reduction in lift, which are fulfilled by orientable control and / or control surfaces mounted along the trailing edges of the fixed wings 5, between the nacelles 6 and the fuselage 2, and which constitute ailerons and / or internal flaps 15, in reduced number, pivoting around axes of articulation Y'-Y also substantially transverse with respect to the fuselage 2, for example two fins and / or flaps 15 per wing 5 (see FIGS. 2 and 3).
  • this reduced number of internal orientable surfaces 15 can be controlled by a reduced number of slow dynamic actuators, therefore simple and economical.
  • the structure of the internal orientable surfaces 15 can be simplified, and their number can even be reduced to one surface 15 per wing 5, the need for a negative turn (orientation upwards) disappearing as well as that of a asymmetrical deflection between the two wings 5.
  • a mechanical connection between the two orientable surfaces 15 makes it possible to simply cover the risk of embarkation in roll of the aircraft 1 linked to an asymmetrical deflection of the orientable surfaces 15, functioning simply as flaps, but which can also, more generally, function as elevators.
  • the external orientable surfaces 13 are used primarily as active aerodynamic flaps controlled automatically, to make active control of the vibrations , and in particular the natural vibrations, specific to the rotors 9, generated in a rotating axis, and vibrations linked to the so-called “tail shake” and “whirl-flutter” phenomena, the latter being essentially aeroelastic instability originating from the cou- range between the rotors 9 and the wings 5 at high speed in airplane mode.
  • This active control more precisely described below with reference to FIGS. 4 and 5, consists in developing, as schematically represented on the left part of FIG.
  • Each external elevon 13 can be controlled in incidence around its axis of articulation YY, against specific means.
  • these elastic means having moreover two functions, which are to take up the static forces of the elevon 13, so to relieve the corresponding operating cylinder, and that in dynamic the stiffness of the elastic means, coupled with the inertia of the moving parts (essentially the elevon 13 and the moving parts of its operating cylinder) created a resonant system of the second order, the resonance frequency of the moving parts being adjusted to the excitation frequency, which considerably reduces the control forces and therefore the size of the actuating cylinder.
  • An active, self-piloting and self-adaptive anti-vibration system is thus produced, based on the injection of additional aerodynamic forces, introduced by the control of the elevons 13, to minimize the vibrations in all the non-pivoting parts of the aircraft 1 in particular the fuselage 2, the empennage (s) and fin (s) 4, the fixed wings 5 and the non-pivoting rear parts 7 of the nacelles 6.
  • the use of the external elevations 13 in active vibration control allows therefore reducing the stiffness, and therefore the mass, of the wings 5 for a given maximum speed, and / or increasing this maximum speed of the aircraft 1.
  • the external elevations 13 also make it possible, when piloted like flaps, and in the event of failure of the two engines, to reduce the rates of descent of the aircraft, in autorotation of the two rotors 9, by participating in the lift of the aircraft 1 in airplane mode, if the elevons 13 are oriented in the wind bed.
  • the elevons 13 increase the aerodynamic elongation of the airfoil, which reduces the induced drag and therefore improves the performance in airplane mode when climbing, cruising and in finesse (so that the rate of descent is reduced in flight without power).
  • the external elevons 13 have a slight negative dihedral (downwards), which is accentuated at the level of their salmon 14, therefore in the opposite direction to the dihedral of the wings 5, to compensate for the possible effects of this positive dihedral of the wings 5. It is also understood that the use of partially tilting nacelles 6 (with motor and rear transmission part housed in the fixed rear part 7 of the nacelle and rotor 9 tilting with the front transmission part and the front part 8 of the nacelle 6), allows a simple structural integration of the external elevations 13 on the nacelles 6.
  • the elevations or external portions of airfoil 13 may have a zero dihedral (to be substantially horizontal) or also a positive dihedral, substantially in the extension of that of the wings 5, but preferably these external surfaces 13 of the airfoil are given a slight negative dihedral (see FIG. 2) giving the airfoil pr Incipale the appearance of seagull wings.
  • a zero dihedral to be substantially horizontal
  • a positive dihedral substantially in the extension of that of the wings 5
  • these external surfaces 13 of the airfoil are given a slight negative dihedral (see FIG. 2) giving the airfoil pr Incipale the appearance of seagull wings.
  • each fixed wing 5 ′ is found fixed in the high and raised position with a positive dihedral on the upper part of the fuselage 2, and in this example of plan shape in a rectangular trapezoid with a leading edge 16 with zero arrow and a trailing edge 17 with negative arrow and equipped with two internal elevons 15, and which supports at its external end a nacelle 6, at least the front part 8 of which rocks with a rotor 9.
  • An external elevon 13 ' in plan shape in trapezoid rectangle whose leading and trailing edges extend substantially those respectively 16 and 17 of the wing 5 ', is pivotally mounted as a whole, outside of the nacelle 6 around its axis of articulation YY.
  • the articulation axis Y ′ -Y of the internal elevons 15 is inclined on the plane transverse to the aircraft passing through the articulation axis YY of the external elevation 13 ′, while in the example of FIGS. 1 to 3, the axes of articulation Y'- Y of the internal elevations 15 and those YY of the external elevations 13 are in parallel transverse planes.
  • FIG. 5 schematically represents the control of the orientation of each external elevon 13 'of FIG. 4 around its axis of articulation Y-Y.
  • the steering angle of each external elevon 13 ′ is controlled by a computer 18 receiving at 19 signals from accelerometers, gyrometers and force sensors arranged in determined locations in particular of the fuselage 2, the rotors 9 and the tailplane (s) and drift (s) 4 of the aircraft.
  • the computer 18 controls an excitation cylinder 20, which is a linear cylinder, controlled by displacement, the cylinder 21 of which rests on a fixed point 22 of the fixed rear part 7, for example, of the nacelle 6 nearby, or on a fixed point 22 of the wing 5 ′, while the piston and the rod 23 of the jack 20 drive a small lever 24 secured to the elevon 13 ′, in rotation about the axis of articulation YY, and against a spring 25 of static and dynamic chords, also urging the lever 24 at one end and bearing at its other end on another fixed point 26 of the structure of the neighboring nacelle 6 or of the wing 5 '.
  • an excitation cylinder 20 which is a linear cylinder, controlled by displacement, the cylinder 21 of which rests on a fixed point 22 of the fixed rear part 7, for example, of the nacelle 6 nearby, or on a fixed point 22 of the wing 5 ′, while the piston and the rod 23 of the jack 20 drive a small lever 24 secured to the elevon 13
  • the excitations of the rotors 9 are countered by the lift on the external elevons 13 ′ or 13 of the examples of FIGS. 1 to 4.
  • the spring 25 takes up the static forces of the elevon 13 ′ so as to relieve the jack 20, and, in dynamics, the stiffness of the spring 25 coupled to the inertia of the moving assembly, comprising principally the elevon 13 'with its lever 24, the piston and the rod 23 of the jack 20 and the spring 25, created a resonant system of the second order, the resonant frequency of this moving assembly being adjusted to the excitation frequency of the jack 20, which makes it possible to reduce the control forces delivered by the jack 20, and therefore the power and size of the latter .
  • the control of the actuator 20 by the vibration control computer 18 is neutralized during the actuation of the actuator 20 by the pilot controls, to control the elevon 13 or 13 ′ in elevator or warping.
  • an external elevon such as 13 or 13 ′, but of substantially rectangular plan shape, with a rope of 0.56 m and a span of 0.25 m, and piloted with a steering angle amplitude of + 5 °, sufficient to act against an excitation force of 1000 N, at the maximum speed of the aircraft in airplane mode of approximately 150 m / s, the mass estimated by elevon being d 'about 2 kg.
  • the external elevons 13 or 13 ' are made so that their center of gravity is in front of their center of rotation, on the axis of articulation YY , the center of rotation being itself positioned on their aerodynamic focus, to avoid moments due to aerodynamic force. This minimizes the steering efforts.
  • Each external portion of the airfoil, outside the nacelles 6, may not be entirely a steerable surface, but may on the contrary, as schematically represented in FIG. 6, which represents a variant of FIG. 4, be an external portion of wing 27 of which a front part, along its leading edge, is a portion of fixed outer wing 28, at the rear of which an orientable part 29 is pivotally mounted around the axis of articulation YY, and constitutes the orientable operating and / or control surface as a fin and / or as a flap, and therefore analogous to elevon 13 or 13 'of the previous examples.
  • the elevons can also introduce into the structure of the wings 5 or 5 'of the torsional moments which may be necessary in the event of the manifestation of the “whirl-flutter” phenomenon, and to counter this phenomenon.
  • the elevons 13, 13 ′ and 29 are therefore self-piloted in order to attenuate in the structure of the convertible vibrations which are at least of the three aforementioned types, namely the vibrations resulting from “whirl flutter” phenomena. and tail shake and the vibrations generated by the rotors during normal operation.
  • the corresponding fixed wing 5 or 5 ′ is then deformed, which can again accentuate the movement of the rotor 9 relative to its plane of rotation, and so on, so that if the stiffness of the wing 5 or 5 'is not sufficient to dampen these movements and bring the unit back into equilibrium position, the phenomenon diverges until the rupture of elements called into question on the wing 5 or 5' and / or on the corresponding rotor 9. Consequently, the movement of the wing 5 or 5 ′ is an overall movement of flexion and torsion which results in particular in a predominant vertical displacement of the wing 5 or 5 ′. This movement, and the vibrations it generates are precisely the movement and vibrations that the elevon 13, 13 'or 27 must attenuate and then cancel.
  • This phenomenon of instability corresponds to a frequency of the order of approximately 4 to 6 Hz.
  • these are vibrations of the rear parts 7 of the nacelles 6 and of the rear part of the fuselage 2 of a convertible aircraft whose rear parts are excited by the breath of the rotors 9, and these vibrations develop at frequencies of a few hertz and frequently close to 4 Hz.
  • the computer 18 controls the jack 20 so that its excitation frequency is normally adjusted to b ⁇ which is equal to f.
  • b ⁇ which is equal to f.
  • the elevon 13, 13 'or 29 therefore has limited dimensions to have a low inertia, so that it is easy to move it at frequencies of the order of 20 Hz, which requires a system with high dynamics.
  • an elevon of rectangular plan shape for a convertible aircraft of which each of the two rotors 9 has a diameter of approximately 9 to 10 m, with a distance of 12 to 15 m between the axes of the two rotors 9, is an elevon made of carbon fibers and with a mass of 4 kg having a planar area of 0.25 m 2 for example, a rope of 0.5 m and a wingspan of 0, 5 m, this elevon being wedged with an average incidence of 5 °.
  • this system has the advantage that there is a dynamic amplification so that the piloting of the elevon 13 ' can be done with very low control forces on the jack 20, the moving assembly comprising the elevon 13 'and its lever 24, the piston and the rod 23 of the jack 20 and the spring 25, already providing by itself- even, when it operates in a passive mechanical system, a significant amplification, shown diagrammatically by the bell-shaped curve of FIG. 7, which represents the evolution, as a function of the frequency f, of the ratio e / dO of the amplitude movements at the elevon 13 'on the amplitude of the excitations at the jack 20.
  • This amplification ratio e / dO is maximum for the resonance frequency of the moving assembly (13' -24-23 -25) of Figure 5, the construction of which is such that this specific frequency is granted on the at frequency b ⁇ . Maximum efficiency is thus obtained for this frequency b ⁇ .
  • This amplification ratio which is of the order of 4 for example at the top of the curve of FIG. 7, is less, but nevertheless always greater than 1, for the frequency fts, of the order of 4 Hz, at which occurs the phenomenon of "tail shake" as well as for the frequency fWF, comprised substantially between 4 to 6 Hz and for example of the order of 5 Hz, with which the phenomenon of "whirl flutter" is manifested.
  • the computer 18 temporarily controls the frequency d excitation of the jack 20 so that this frequency is no longer adjusted to the normal frequency computer at b ⁇ , but on a frequency of approximately 4 Hz to approximately 6 Hz, in the event of a "whirl flutter", or on a frequency of the order of 4 Hz in the event of a "tail shake", the computer 18 then again adjusting the excitation frequency of the actuator 20 to the frequency b ⁇ as soon as the “whirl flutter” or “tail shake” phenomenon has been sufficiently attenuated, or even eliminated, which the computer 18 can determine according to the information received in 19 from on-board sensors.
  • the computer 18 can adjust the excitation frequency of the jack 20 to adapt it at the new frequency b ⁇ thus obtained.
  • the computer 18 thus allows adaptation to the variations, generally of limited amplitude, of the frequency of rotation of the rotors 9.
  • the elevations 13, 13 ′, 29 are thus controlled at a frequency appreciably adjusted to those of the vibrational phenomena to be attenuated, or even eliminated, by the computer 18 receiving signals 19, identifying the vibrational regimes, from the sensors mounted in different points of the convertible and sensitive to the excitation forces applied in particular to the fuselage 2 from the two 9-elevon rotor assemblies 13, 13 ′ or 29 which are subjected to the aforementioned various aeroelastic and vibratory excitations.
  • the force, accelerometric and gyrometric sensors informing the computer 18 can be placed at any point on the convertible aircraft.
  • the two elevations 13, 13 ′ or 29 are controlled together by the same computer 18, until a configuration which minimizes the measured vibration level is obtained.
  • the essential excitations come from the rotors 9, the latter being themselves at the end of the fixed wings 5 or 5 ′, so that these essential excitations are all the easier to counter as the results of the por- tance of the elevons 13, 13 'or 29 are close to the excitation forces (therefore no moment resulting on the wings 5 or 5'),
  • the arrangement of the elevons 13, 13 ′ or 29 outside the nacelles 6 makes it possible to avoid unfavorable interactions on the wings 5 or 5 ′ themselves or with the control flaps 15 of these wings, while such interactions, in particular vortex interference, would be caused on the flaps 15 by an elevon piloted at high frequency and placed inside the nacelles 6 (between the nacelles 6 and the fuselage 2),

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

L'aéronef convertible (1) à rotors basculants (9), évoluant en mode avion comme en mode hélicoptère, a des ailes fixes (5), hautes, surélevées par rapport au fuselage (2) et en dièdre positif qui supportent des nacelles motrices (6) dont au moins la partie avant (8) bascule avec les rotors (9). Chaque aile (5) est prolongée sensiblement selon son envergure, à l'extérieur de la nacelle (6), par une portion externe de voilure (13), dont au moins une partie pivote autour d'un axe d'articulation transversal et constitue une surface de commande et/ou de contrôle orientable, dont les pivotements sont commandés par au moins un actionneur piloté. Application au contrôle anti-vibratoire actif, auto-adaptatif sur des aéronefs convertibles pouvant atterrir en configuration avion, et accroissement au contrôle en roulis.

Description

«PERFECTIONNEMENTS AUX AERONEFS CONVERTIBLES A ROTORS BASCULANTS»
L'invention concerne des perfectionnements apportés à des aéronefs convertibles à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et du type comprenant au moins un fuselage, au moins un empennage avec au moins une dérive, une voilure fixe comportant au moins deux ailes s' étendant latéralement de part et d'autre dudit fuselage, et, en mode hélicoptère, une voilure tournante comportant au moins deux rotors, dont chacun est supporté et entraîné en rotation par l'une respectivement de deux nacelles motrices supportées chacune par l'une respectivement des deux ailes fixes s' étendant du fuselage jusqu'à la nacelle correspondante, chaque rotor étant monté basculant avec au moins une partie avant, qui supporte ledit rotor, de la nacelle correspondante, sur l'aile fixe correspondante et autour d'un axe de basculement sensiblement transversal par rapport au fuselage, pour passer de l'un à l'autre du mode hélicoptère et du mode avion, dans lequel les rotors servent d'hélice
De manière connue, ces aéronefs convertibles peuvent fonctionner en mode ou configuration hélicoptère, en particulier pour les atterrissages et dé- collages, au cours desquels les rotors tournent au-dessus des ailes fixes, autour d'axes sensiblement verticaux pour assurer la sustentation de l'aéronef, et en mode ou configuration avion, dans lequel ou laquelle les rotors sont basculés par rapport aux ailes fixes pour fonctionner comme des hélices
Chaque rotor a son arbre relié par une transmission respective à un moteur respectif, la transmission et le moteur étant logés dans la nacelle correspondante supportée par l'aile fixe correspondante, un arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions, pour l'entraînement en rotation des deux rotors par l'un quelconque des deux moteurs, en cas de défaillance de l'autre moteur US-A-5,054,716 décrit un premier exemple d'aéronef convertible de ce type, sur lequel chacun des rotors constitue, avec ses moyens de commande, le moteur correspondant et la transmission correspondante, un ensemble basculant logé, à l'exception des pales et du moyeu du rotor, dans une nacelle montée tout entière pivotante en porte-à-faux au bout d'une aile fixe correspondante.
Une telle architecture présente de nombreux inconvénients, mentionnés dans la demande de brevet FR 99 03735, qui décrit une autre architecture d'aéronef convertible de ce type, remédiant aux inconvénients précités, et dans laquelle chaque transmission comporte un ensemble réducteur avant, entraînant le rotor en rotation, et un ensemble réducteur arrière, en prise avec l'ensemble réducteur avant correspondant et relié au moteur correspondant, ainsi qu'à l'arbre d'interconnexion reliant les deux transmissions. Chacune des deux nacelles est articulée et comporte une partie avant, montée basculante, autour de l'axe de basculement, sur une partie arrière fixe de nacelle, fixée à l'aile fixe correspondante, et dans laquelle partie arrière de nacelle sont logés le moteur correspondant et au moins en partie l'ensemble réducteur arrière de la transmission correspondante. L'ensemble réducteur avant ainsi que l'arbre du rotor correspondant sont logés dans la partie avant basculante de nacelle, et sont montés basculants avec ladite partie avant par rapport à ladite partie arrière et ladite aile correspondante.
Quelle que soit leur architecture, avec nacelles entièrement basculantes avec les rotors, ou avec nacelles articulées dont seules les parties avant bas- culent avec les rotors par rapport aux ailes fixes, les aéronefs convertibles du type précité posent, en terme de contrôle de vibrations, de nouveaux problèmes très éloignés de ceux posés par les hélicoptères. En effet, l'architecture particulière des aéronefs convertibles, avec des rotors et éventuellement des moteurs basculants en bout d'aile, rend très difficile la filtration des vibrations par interposition d'éléments anti-résonnants, comme cela est pratiqué sur les hélicoptères.
Par contre, l'utilisation de systèmes de filtration de vibrations par réson- nateurs ou par générateurs d'efforts pilotés par calculateurs est connue, mais ces systèmes comportent généralement des ensembles à masses et ressorts qui sont très pénalisants en poids.
Par ailleurs, sur un aéronef convertible du type précité, le contrôle du roulis en mode avion est normalement assuré par l'utilisation de surfaces orientables de commande et/ou contrôle, montées pivotantes chacune autour d'un axe sensiblement transversal à l'aéronef, le long du bord de fuite de chacune des ailes fixes, et ces surfaces orientables servent également à assurer l'hypersustentation de l'aéronef à faible vitesse en mode avion et la réduction de la déportance de l'aile en mode hélicoptère.
Comme la commande de roulis demande une dynamique rapide, chaque aile fixe comporte un nombre relativement élevé de telles surfaces de commande et/ou contrôle le long de son bord de fuite, et ces surfaces orientables doivent être commandées par un grand nombre d'actionneurs et peuvent être reliées par des liaisons mécaniques complexes autorisant notamment des braquages négatifs (vers le haut) ainsi que des braquages dissymétriques de ces surfaces entre les deux ailes, tout en limitant les risques d'embarquement en roulis liés à des braquages dissymétriques de ces surfaces orientables, dénommées par le terme anglais « flaperon », car pouvant remplir les fonctions de volet et d'aileron, et donc de gouvernes d'hypersustentation et de gauchissement. US-A-5,094,412 décrit des moyens de structure et de commande complexes de tels « flaperons », également dénommés « élevons », pour un aéronef convertible selon US-A-5,054,716 précité.
Le problème à la base de l'invention est de perfectionner les aéronefs convertibles du type précité, principalement, sur le plan du contrôle actif des vibrations, en évitant l'ajout de masses importantes supplémentaires pour contrer essentiellement les excitations provoquées par les rotors, et, secondairement, de faciliter le contrôle de l'aéronef en roulis en mode avion.
Dans ce but secondaire, ces perfectionnements visent à permettre de simplifier les moyens de manœuvre et de commande pour le contrôle de l'aéronef en roulis en mode avion et, de préférence simultanément, de simplifier les moyens de commande et de manœuvre remplissant les fonctions d'hypersustentation et de réduction de déportance.
L'invention concerne également des perfectionnements apportés aux aéronefs convertibles du type précité pour leur donner la capacité d'atterrir en mode avion (sans conversion préalable de la configuration avion à la configuration hélicoptère). Cette possibilité permet de réduire le caractère critique des mécanismes de basculement des rotors, dans la mesure où l'atterrissage reste possible, sans dommage pour l'aéronef, quelle que soit la position des rotors.
Par ailleurs, si une panne des deux moteurs survient en mode avion, il est avantageux, notamment au plan de la sécurité, de pouvoir descendre en mode avion et en vol plané et d'atterrir sans avoir à basculer les rotors en mode hélicoptère avant le posé, d'où une réduction de la charge de travail de l'équipage.
Cependant, la capacité d'atterrir en mode avion pour un convertible s'accompagne habituellement d'une réduction de la taille des rotors, et parfois du remplacement des rotors par des hélices, comme c'est le cas dans une troisième architecture d'aéronef convertible dite « tiltwing » dans laquelle les ailes de l'aéronef pivotent totalement ou partiellement autour de l'axe de basculement avec les nacelles quelles supportent.
Or, la réduction de la taille des rotors entraîne des conséquences connues sur les performances d'un aéronef du type dit « VTOL » (Vertical Take-Off and Landing), c'est-à-dire à décollage et atterrissage à la verticale. Ces conséquences sont notamment :
- la dégradation des performances en vol stationnaire et à basse vitesse, car l'efficacité sustentatrice d'un rotor décroît rapidement avec sa taille, ce qui élimine le gain apparent apporté par l'effacement des ailes sous les rotors dans les réalisations à ailes basculantes avec les nacelles et rotors, par exemple,
- l'augmentation du bruit externe, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors (masse maximale divisée par la surface des disques rotors), et
- la dégradation des capacités d' autorotation, liée à l'augmentation de la charge aux disques rotors.
Le second problème à la base de l'invention est de remédier à ces inconvénients par l'utilisation de rotors de relativement grande taille, dimension- nés pour optimiser les performances en stationnaire, avec une commande de pas cyclique (qui n'existe en général pas sur les réalisations à ailes basculan- tes) et de pas collectif pour un bon comportement de l'aéronef convertible en mode hélicoptère et en cours de conversion, de tels rotors de grande taille étant basculants par rapport à des ailes fixes, pour conserver les avantages propres à ce type de voilure, notamment pour limiter la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère (pour améliorer les performances au décollage en cas de panne moteur) par rapport à une aile totalement ou partiellement basculante, et ce qui permet un bon comportement en cours de conver- sion. De plus, la voilure de l'aéronef convertible est aménagée pour permettre l'atterrissage en mode avion malgré la présence de rotors de relativement grande taille.
A l'effet de résoudre le premier problème à la base de l'invention et tel que présenté ci-dessus, l'aéronef convertible selon l'invention se caractérise en ce que chaque aile fixe est prolongée, sensiblement selon son envergure et vers l'extérieur de la nacelle correspondante par rapport au fuselage, par au moins une portion externe de voilure, dont au moins une partie pivote, indépendamment du rotor et d'au moins la partie avant de la nacelle correspondante, autour d'un axe d'articulation sensiblement transversal à l'aéronef et constitue une surface de commande et/ou de contrôle orientable, dont les pivotements autour de l'axe d'articulation sont commandés au moins à une fréquence de l'ordre de KbΩ, où b et Ω sont respectivement le nombre de pales et la fréquence de rotation de chaque rotor, et K un nombre entier au moins égal à 1 , par au moins un actionneur piloté, de sorte à au moins atténuer, au niveau du fuselage des ailes fixes et des empennage(s) et dérive(s), au moins les vibrations générées naturellement par chaque rotor en rotation.
Outre le contrôle des vibrations générées par les rotors en fonctionnement normal, ou vibrations naturelles propres aux rotors et générées en axe tournant, les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables et externes, en bout d'aile, peuvent être utilisées pour effectuer un contrôle actif des vibrations produites par l'un et/ou l'autre des phénomènes dits de « whirl flutter » (ou flottement gyroscopique) et de « tail shake », dont on rappelle que le premier phénomène est une instabilité aéroélastique, provenant du bouclage entre un rotor et l'aile correspondante à haute vitesse en mode avion, tandis que le second phénomène correspond à des vibrations de la poutre de queue ou des parties arrière des nacelles et du fuselage d'un aéronef convertible, lesdites poutre de queue ou parties arrière des nacelles et du fuselage étant excitées par le souffle des rotors à des fréquences de quelques Hertz, et proches fréquemment de 4 Hz. Ce contrôle actif permet de réduire la raideur, et donc la masse, de chaque aile pour une vitesse maximale donnée et/ou d'augmenter la vitesse maximale de l'aéronef. A cet effet, les pivotements de la surface de commande et/ou de contrôle orientable sont transitoirement commandés par l' actionneur piloté à une fréquence inférieure à KbΩ et de l'ordre de 4 à 6 Hz, pour contrer le phénomène de « whirl flutter », ou de l'ordre de quelques Hz, en général de l'ordre de 4 Hz, pour contrer le phénomène de « tail shake ». Dans leur intégration à un système anti-vibratoire actif, les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, agencées en élevons fonctionnant en petits ailerons pilotés ou volets aérodynamiques actifs, situés en bout d'aile, génèrent des forces aérodynamiques, qui sont utilisées pour contrer les excitations provoquées par les rotors, en évitant l'ajout de masses supplémentaires.
Un aéronef convertible du type présenté ci-dessus est ainsi équipé d'un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou élevons externes, fonctionnant comme des ailerons pilotés et/ou des volets aérodynamiques actifs en bout d'aile, et dont l'angle de braquage, et donc l'incidence, est piloté par au moins un calculateur commandant au moins un actionneur de manœuvre, un premier actionneur étant commandé à la fréquence bΩ, un éventuel second actionneur étant commandé à la fréquence 2bΩ, un éventuel troisième actionneur à la fréquence 3bΩ, etc ... , afin de générer des forces aérodynamiques dirigées contre les forces d'excitation des rotors, et permettant ainsi de minimiser le niveau vibratoire dans le fuselage, les empennage(s) et dérive(s), les ailes fixes et les éventuelles parties arrière fixes des nacelles de l'aéronef, ce système anti-vibratoire étant particulièrement bien adapté au fonctionnement en mode avion. A cet effet, de manière avantageuse, l' actionneur est un vérin d'excitation, asservi en déplacement, manoeuvrant la surface de commande et/ou de contrôle orientable, à encontre de moyens élastiques d'accord stati- / que et dynamique, et piloté automatiquement par au moins un calculateur de contrôle actif et auto-adaptatif de vibrations, qui pilote le vérin à partir de signaux reçus de capteurs, notamment d'efforts, accélérométriques et gyrométri- ques, disposés en au moins des points déterminés du fuselage et/ou des ro- tors, et/ou des empennage(s) et dérive(s), notamment.
Avantageusement, les moyens élastiques reprennent les efforts statiques de la surface orientable, et, en dynamique, leur raideur est couplée à l'inertie de l'ensemble en déplacement comprenant au moins ladite surface orientable et les parties mobiles du vérin de sorte à créer un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement étant ajustée sur la fréquence d'excitation du vérin, ce qui permet de réduire considérablement les efforts de commande, et donc la taille du vérin.
En pratique, l'ensemble en déplacement a une fréquence de réson- nance f = __. \l k_ , où k est la raideur des moyens élastiques (25) et I est 2π I l'invertie de l'ensemble en déplacement, et la fréquence d'excitation du vérin est normalement ajustée sur bΩ_, tel que b Ω est sensiblement égal à f.
Lorsque les deux rotors de l'aéronef convertible sont des rotors tripales, et compte tenu de la vitesse de rotation nominale des rotors, la fréquence d'excitation du vérin est normalement ajustée sensiblement sur une fréquence d'environ 20 Hz.
De plus, pour contrer les phénomènes de « tail shake » et « whirl flut- ter », la fréquence d'excitation du vérin est avantageusement transitoirement ajustée sur une fréquence d'environ 4 Hz à environ 6 Hz, lorsque lesdits cap- teurs détectent des signaux témoignant de l'un au moins de ces deux phénomènes, puis, après atténuation voire disparition du phénomène, la fréquence d'excitation du vérin est à nouveau ajustée sensiblement sur la fréquence bΩ.
Une telle surface orientable externe (à l'extérieur d'une nacelle) peut recevoir également une commande différentielle, par rapport à la surface orien- table à l'extérieur de l'autre nacelle, et fonctionner en aileron commandant le gauchissement et permettant le contrôle de l'aéronef en roulis en mode avion, avec la dynamique rapide requise, la commande de roulis assurée par les sur- faces orientables externes étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance pouvant être remplies, avec une dynamique plus lente, par d'autres surfaces de commande et/ou de contrôle orientables internes (entre les nacelles et le fuselage) sur les bords de fuite des ailes fixes.
Dans cette variante, le vérin d'excitation de chaque élevon ou surface orientable externe est également pilotable par des commandes pilotes (actionnées par l'équipage de l'aéronef convertible), notamment de gauchissement. Dans ce cas, la commande du vérin d'excitation par le calculateur de contrôle de vibrations est neutralisée pendant la commande du vérin d'excitation par les commandes pilotes.
On connaît par EP-0 416 590 et US-3,666,209 des aéronefs convertibles dont la voilure comprend des surfaces aérodynamiques portantes et pivotantes à l'extérieur (selon l'envergure) de nacelles motrices et d'une portion d'aile interne fixe. Mais chaque nacelle motrice pivote avec une partie d'aile autour de l'axe de basculement, de sorte que ces convertibles présentent la troisième architecture d'aéronef convertible précitée dite « tiltwing », et leurs surfaces aérodynamiques pivotantes et externes sont destinées à corriger des variations d'attitude de l'aéronef autour de son centre de gravité, et sont donc des gouvernes activées par l'intermédiaire des commandes de vol situées dans le poste de pilotage. Chaque commande de vol ou commande pilote permet de déplacer l'aéronef autour de l'un de ses axes de roulis, tangage et lacet.
Selon les cas, ces surfaces mobiles sont assimilables à des ailerons permettant le gauchissement (rotation autour de l'axe de roulis) en vol en mode avion ou un mouvement de lacet en vol vertical en mode hélicoptère.
Selon la présente invention, les parties pivotantes des portions externes de voilure sont, contrairement à EP-0 416 590 et US-3,666,209, des élevons, dont les fonctions ont été définies ci-dessus, et qui sont auto-pilotés pour minimiser, dans la structure de l'aéronef, des vibrations qui sont au moins des trois types précités : vibrations générées par les rotors en fonctionnement normal, et par les phénomènes de « tail shake » et « whirl flutter ». Les surfaces orientables externes selon l'invention peuvent également être utilisées pour réduire les taux de descente de l'aéronef en autorotation des rotors (en cas de panne des deux moteurs) en participant à la portance de l'aéronef si ces surfaces orientables externes sont orientées dans le lit du vent. Par ailleurs, la présence de ces surfaces orientables externes a pour conséquence d'augmenter l'allongement aérodynamique des ailes, et donc de réduire la traînée induite, ce qui améliore les performances en mode avion en montée, croisière et en finesse, d'où un taux de descente réduit en vol sans puissance (panne de moteur). Par analogie avec la réalisation des ailerons et volets classiques, la partie pivotante ou surface de commande et/ou de contrôle orientable de chaque portion externe de voilure peut être un élevon pivotant de bord de fuite d'une portion d'aile externe et fixe, qui constitue ainsi le bout de l'aile fixe correspondante, au-delà de la nacelle correspondante. Mais, dans une seconde ré- alisation, chaque portion externe de voilure peut être une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de l'axe d'articulation, de sorte que toute la partie de voilure à l'extérieur d'une nacelle peut être agencée comme un élevon pivotant autour de son axe d'articulation par rapport à la nacelle adjacente et à l'aile fixe correspondante. A l'effet de résoudre le second problème à la base de l'invention et tel que présenté ci-dessus, l'aéronef convertible selon l'invention est tel que ses ailes fixes sont des ailes hautes solidarisées à la partie supérieure du fuselage, pour maintenir les nacelles et donc les rotors à une hauteur suffisante, garantissant une garde au sol minimum des rotors pour permettre un atterrissage en mode avion, cette garde au sol étant augmentée et/ou le diamètre des rotors étant augmenté si les ailes hautes sont surélevées par rapport à la partie supérieure du fuselage.
Mais, avantageusement de plus, les ailes fixes et hautes présentent un dièdre vers le haut (dièdre positif), entre le fuselage et les nacelles, ce qui, si- multanément, permet d'augmenter encore la garde au sol et/ou le diamètre des rotors, et permet de limiter la pénalité en traînée due à la position surélevée des ailes fixes au-dessus du fuselage. Des ailes fixes surélevées par rapport au fuselage et avec un dièdre vers le haut améliorent incontestablement la capacité d'atterrissage avec les rotors en mode avion.
A l'extérieur des nacelles, les portions externes de voilure comportant les surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes, ou agencées en de telles surfaces orientables externes, peuvent également présenter un dièdre positif (vers le haut) ou nul (être sensiblement horizontales), mais, avantageusement, pour compenser au moins partiellement les éventuels effets aérodynamiques désavantageux du dièdre positif des ailes fixes, les portions externes de voilure peuvent présenter un dièdre négatif (vers le bas), de sorte que la voilure fixe de l'aéronef est sensiblement en ailes de mouette.
Il est à noter que les caractéristiques relatives aux ailes fixes hautes, surélevées, présentant un dièdre vers le haut et éventuellement prolongées, à l'extérieur des nacelles, par des portions externes de voilure avec un dièdre positif, nul ou négatif, peuvent être utilisées sur un aéronef convertible du type présenté ci-dessus indépendamment des autres caractéristiques présentées ci- dessus et relatives à la structure, la disposition, la manœuvre et la commande des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables externes de l'aéronef convertible, et inversement. En effet, de telles surfaces orientables externes peuvent équiper les bouts d'ailes d'une voilure fixe d'aéronef convertible dont les ailes fixes ne sont pas des ailes hautes ni surélevées ni en dièdre positif.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description donnée ci-dessous, à titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- les figures 1 , 2 et 3 sont des vues schématiques respectivement en élévation latérale, de face et en plan d'un premier exemple d'aéronef convertible équipé d'une voilure fixe en ailes de mouette et de portions externes de voilure agencées en parties d'ailes externes entièrement pivotantes autour d'axes d'articulation, et constituant donc des élevons fonctionnant comme des ailerons pilotés et/ou comme des volets aérodynamiques actifs, - la figure 4 est une vue schématique partielle en plan d'un second exemple de réalisation, en mode avion,
- la figure 5 est une vue schématique en coupe de la surface oπentable externe de l'exemple de la figure 4 et de ses moyens de manœuvre et de commande,
- la figure 6 est une variante de la réalisation de la figure 4, et
- la figure 7 est une courbe représentant, en fonction de la fréquence, l'amplification de l'amplitude des mouvements de l'élevon par rapport à l'amplitude des excitations du vérin de commande, dans un système mécani- que selon la figure 5.
L'aéronef convertible 1 des figures 1 à 3 comprend un fuselage 2, du type fuselage d'avion, avec un poste de pilotage 3 à l'avant et un empennage 4 en « T » avec dérive(s) à l'arrière, et deux ailes fixes et hautes 5, dans cet exemple à flèche nulle et corde constante (rectangulaire en plan), s' étendant, de manière conventionnelle, latéralement de chaque côté du fuselage 2, chaque aile fixe 5 supportant, à son extrémité externe selon son envergure, du côté opposé au fuselage 2, une nacelle motrice 6 articulée, fixée par sa partie arrière 7 sur l'aile 5 correspondante. En variante, l'empennage 4 peut avoir une autre configuration géométrique, par exemple en croix, ou en « V », ou bi- dérive, ou autre.... L'aéronef convertible peut être équipé d'un ou plusieurs empennages 4 équipé(s) d'une ou plusieurs dérives.
Chaque nacelle 6 comporte une partie avant 8, aérodynamiquement profilée, sensiblement en forme d'ogive, et montée basculante, par rapport à la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6, et donc par rapport à l'aile 5 corres- pondante, autour d'un axe de basculement X-X, qui est transversal au fuselage 2, et plus particulièrement perpendiculaire au plan longitudinal de symétrie passant par l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1.
Dans cette configuration aérodynamique de l'aéronef, l'axe de basculement X-X est parallèle au plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1 et contenant les lignes droites passant par les foyers aérodynamiques des ailes 5, l'axe de basculement X-X étant légèrement en arrière des lignes des foyers situées à une distance du bord d'attaque des ailes 5 qui est d'environ 25 % de la valeur de la corde des ailes 5, en direction de leur bord de fuite.
Sur la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6, un rotor, par exemple à trois ou quatre pales, et schématisé par le disque rotor 9, est monté en rotation autour de son axe et également basculant autour de l'axe X-X avec la partie avant de nacelle 8 correspondante, chaque rotor 9 ayant un arbre relié, pour son entraînement en rotation, par une transmission à un groupe turbo- moteur fixé dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 correspondante, selon un agencement plus précisément décrit dans FR 99 03735, auquel on se re- portera pour davantage de précisions à ce sujet, et qui est incorporé dans le présent mémoire descriptif par voie de référence.
Pour assurer l'entraînement des deux rotors 9 lorsque l'un quelconque des groupes turbo-moteur est défaillant, et quelle que soit l'inclinaison des rotors 9 et des parties avant basculantes 8 des nacelles 6 autour de l'axe de basculement X-X, les deux transmissions sont reliées l'une à l'autre par un arbre d'interconnexion, schématisé en 10 sur la figure 3. On se reportera également à FR 99 03735 pour des précisions sur les différentes connexions possibles de l'arbre d'interconnexion 10 aux deux transmissions des rotors 9. L'arbre 10 est essentiellement constitué de deux parties rectilignes, s' étendant cha- cune entre le fuselage 2 et l'une respectivement des nacelles 6, sur toute l'envergure de l'aile fixe 5 correspondante, cette partie d'arbre 10 étant sensiblement parallèle au plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A et passant par l'axe de basculement X-X, mais décalé par rapport à ce plan, par exemple vers l'arrière des ailes 5 (voir figure 3), les deux parties rectilignes de l'arbre d'interconnexion 10 étant accouplées l'une à l'autre, sur le dessus du fuselage 2 , et à un boîtier d'entraînement d'accessoires logé dans un caisson de surélévation 11 par lequel les ailes fixes et hautes 5 sont solidarisées à la partie supérieure du fuselage 2, en étant surélevées par rapport à ce fuselage 2.
Pour que chaque rotor 9, basculant avec la partie avant basculante 8 de la nacelle 6 correspondante, puisse être entraîné en rotation autour de son axe par le groupe turbo-moteur logé dans la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6 ou par l'arbre d'interconnexion 10 entraîné à partir de l'autre groupe turbo- moteur logé dans la nacelle 6 de l'autre aile 5, chaque transmission, qui comporte une roue libre pour neutraliser les différences de régime de rotation des moteurs, comporte une partie avant de transmission ou ensemble réducteur avant, qui entraîne l'arbre du rotor 9 et est monté(e) basculant avec lui autour de l'axe de basculement X-X, à l'intérieur de la partie avant basculante 8 de la nacelle 6, l'ensemble réducteur avant restant en permanence en prise avec une partie arrière de la transmission ou ensemble réducteur arrière non basculant, en permanence en prise avec une prise de mouvement à l'extrémité correspondante de l'arbre d'interconnexion 10 et avec un arbre de sortie du groupe turbo-moteur correspondant. L'ensemble réducteur arrière non basculant occupe une position fixe par rapport au groupe turbo-moteur, à la partie arrière 7 de la nacelle 6 correspondante, à l'arbre d'interconnexion 10, et donc aux ailes 5, et est partiellement logé dans la partie arrière fixe 7 de la nacelle 6 et éventuellement dans l'un au moins des raccords aérodynamiquement profilés ou karman de liaison entre la partie de nacelle arrière fixe 7 et l'aile 5 correspondante.
L'aéronef convertible 1 est ainsi équipé de deux rotors basculants, pouvant chacun être basculé entre une configuration hélicoptère, dans laquelle les rotors sont repérés en 9' sur des parties avant de nacelle repérées en 8', et dans laquelle chaque rotor 9' est entraîné autour d'un axe de rotation sensiblement vertical, pour le fonctionnement de l'aéronef en mode hélicoptère, et une configuration avion, dans laquelle chaque rotor repéré en 9 (sur les figures 1 à 3) à l'avant d'une partie avant de nacelle repérée en 8 se comporte comme une hélice entraînée en rotation autour d'un axe sensiblement aligné avec la direction du vol, pour le fonctionnement de l'aéronef en mode avion.
De manière pratique, la partie avant basculante 8 de chaque nacelle 6 bascule par une portion arrière centrale entre deux extensions latérales avant de la partie arrière fixe 7 de cette nacelle 6, comme décrit dans FR 99 03956.
Pour une bonne alimentation en air du moteur, fixé dans cette partie ar- rière fixe 7, cette dernière présente une prise d'air inférieure 12, fixe et s' ouvrant vers l'avant sous la partie avant basculante 8 de la nacelle 6. Les ailes fixes 5, surélevées en 11 sur le fuselage 2, présentent de plus un dièdre positif (voir figure 2), c'est-à-dire que chacune d'elles est relevée vers le haut, par rapport à leur liaison surélevée 11 au fuselage 2, du côté de son extrémité supportant la nacelle 6. Les nacelles 6, et donc les rotors 9, sont ain- si surélevé(e)s par rapport au sol de sorte qu'il subsiste une garde au sol suffisante entre les rotors 9 et le sol, même lorsque les rotors 9 sont de relativement grand diamètre, pour permettre à l'aéronef 1 d'atterrir avec les rotors 9 en configuration avion, en particulier en cas de panne des deux moteurs, les rotors 9 étant alors en autorotation, débrayés des moteurs, mais l'atterrissage de l'aéronef en mode avion est également possible avec des rotors 9 entraînés par les moteurs ou à l'arrêt.
L'adoption d'ailes 5 surélevées avec un dièdre positif permet donc l'atterrissage de l'aéronef 1 sans dommage, quelle que soit la position des rotors 9, et cette possibilité réduit la criticité des systèmes de basculement des rotors 9. En cas de panne des deux moteurs en mode avion, l'aéronef peut descendre en vol plané et atterrir sans avoir à basculer les rotors 9 en mode hélicoptère avant l'atterrissage.
A noter que l'espace dégagé dans le caisson de rehaussement 11 au- dessus du fuselage 2 pour rehausser les ailes 5 permet de loger des accessoi- res supplémentaires, tels qu'alternateurs, pompes hydrauliques, etc ... , entraînés par la boîte de transmission intermédiaire qui est logée dans ce caisson de rehaussement 11 et assure l'interconnexion des deux parties de l'arbre d'interconnexion 10. Ceci simplifie l'intégration du moteur et de la partie arrière de transmission dans chaque nacelle 6 et permet de réduire la taille des na- celles 6.
Le dièdre positif des ailes 5 permet non seulement de surélever suffisamment les rotors 9 pour rendre possible un atterrissage en mode avion, mais également d'utiliser des rotors 9 d'une taille suffisamment grande pour être di- mensionnés afin d'optimiser les performances en vol stationnaire, avec com- mande de pas cyclique et collectif pour un bon comportement en mode hélicoptère et en conversion de l'un à l'autre des deux modes avion et hélicoptère. En outre, la pénalité en traînée, due à la présence du caisson de rehaussement 11 permettant la position surélevée des ailes 5 au-dessus du fuselage 2, est limitée par l'utilisation d'ailes 5 avec un dièdre positif.
Ces avantages découlant d'ailes 5 en dièdre positif s'ajoutent à ceux procurés par des ailes fixes, à savoir la limitation de la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère par rapport à une aile partiellement ou totalement basculante, et l'obtention d'un bon comportement en cours de conversion, car les ailes 5 ne viennent pas en décrochage. Cette limitation de la traînée en vol d'avancement en mode hélicoptère permet d'améliorer les performances au décollage, en cas de panne d'un moteur.
Selon une autre caractéristique particulière à l'aéronef convertible 1 de l'invention, la voilure de l'aéronef 1 comporte, sensiblement dans le prolongement de chaque aile 5, selon son envergure et à l'extérieur de la nacelle 6 correspondante, c'est-à-dire du côté opposé au fuselage 2, une portion externe de voilure 13,dont au moins une partie pivote autour d'un axe d'articulation Y-Y sensiblement transversal à l'aéronef 1 , et de préférence contenu dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal A-A de l'aéronef 1 , c'est-à-dire dans un plan parallèle à l'axe de basculement X-X des rotors 9 avec au moins les parties avant 8 des nacelles 6 et les parties avant des transmissions. Dans l'exemple des figures 1 à 3, chaque portion externe de voilure 13 est une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de l'axe d'articulation Y-Y. Chacune des deux parties d'aile externe 13, de forme en plan sensiblement trapézoïdale (voir figure 3), et dont les bords d'attaque et de fuite rectilignes convergent l'un vers l'autre latéralement vers l'extérieur et sont raccordés par un petit saumon 14 d'extrémité, constitue une surface de commande et/ou de contrôle qui est orientable, et les pivotements de chacune autour de son axe d'articulation Y-Y sont commandés par un actionneur, tel qu'un vérin, piloté par un calculateur pouvant être intégré aux calculateurs des commandes pilote. Ces surfaces orientables 13 remplissent les fonctions d'ailerons pilotés et/ou de volets aérodynamiques actifs, situés aux extrémités des ailes 5, au-delà des nacelles 6, et constituent donc des élevons, pouvant fonctionner en gouverne de profondeur comme en gouverne de gauchissement. L'axe d'articulation Y-Y permet de contrôler l'incidence de chaque élevon 13, et son vérin de manœuvre (non représenté) est asservi en déplacement et piloté en permanence par le calculateur pour commander le braquage de l'élevon 13.
Commandés comme des ailerons, les élevons 13 orientables, situés à l'extérieur des nacelles 6, permettent de contrôler l'aéronef 1 en roulis en mode avion, cette commande de roulis, qui demande une dynamique rapide, étant ainsi découplée des fonctions d'hypersustentation et de réduction de portance, qui sont remplies par des surfaces de commande et/ou de contrôle orientables montées le long des bords de fuite des ailes fixes 5, entre les nacelles 6 et le fuselage 2, et qui constituent des ailerons et/ou volets internes 15, en nombre réduit, pivotant autour d'axes d'articulation Y'-Y également sensiblement transversaux par rapport au fuselage 2, par exemple deux ailerons et/ou volets 15 par aile 5 (voir figures 2 et 3).
Il en résulte que ce nombre réduit de surfaces orientables internes 15 peut être commandé par un nombre réduit d'actionneurs de dynamique lente, donc simples et économiques. De plus, la structure des surfaces orientables internes 15 peut être simplifiée, et leur nombre peut même être réduit à une surface 15 par aile 5, la nécessité d'un braquage négatif (orientation vers le haut) disparaissant de même que celle d'un braquage dissymétrique entre les deux ailes 5. Dans cette variante et dans ces conditions, une liaison mécanique entre les deux surfaces orientables 15 permet de couvrir simplement le risque d'un embarquement en roulis de l'aéronef 1 lié à un braquage dissymétrique des surfaces orientables 15, fonctionnant simplement comme des volets, mais pouvant également, d'une manière plus générale, fonctionner comme des éle- vons.
En plus du contrôle du roulis de l'aéronef 1 en mode avion, qui est secondaire, les surfaces orientables externes 13 (ou élevons externes 13) sont utilisées de manière primordiale comme des volets aérodynamiques actifs pilotés automatiquement , pour faire du contrôle actif des vibrations, et en parti- culier des vibrations naturelles, propres aux rotors 9, générées en axe tournant, et des vibrations liées aux phénomènes dits « tail shake » et « whirl-flutter », ce dernier étant essentiellement une instabilité aéroélastique provenant du cou- plage entre les rotors 9 et les ailes 5 à haute vitesse en mode avion. Ce contrôle actif, plus précisément décrit ci-dessous en référence aux figures 4 et 5, consiste à développer, comme schématiquement représenté sur la partie gauche de la figure 2, des forces aérodynamiques F2 sur les élevons 13 pour contrer les excitations F1 provoquées par les rotors 9 notamment, le vérin de manœuvre de chaque élevon 13 pilotant en permanence et automatiquement les oscillations d'incidence de ce dernier, génératrices d'efforts aérodynamiques, en recevant les ordres du calculateur asservissant le vérin en déplacement et calculant ces ordres de commande à partir, par exemple, de signaux provenant de capteurs accelerometriques, de gyrometres, et de capteurs d'efforts situés en différents points du convertible tels que des points déterminés dans le fuselage 2 et/ou sur les rotors 9 et ou sur les empennage(s) et dé- rive(s) 4. Chaque élevon externe 13 peut être piloté en incidence autour de son axe d'articulation Y-Y, à encontre de moyens élastiques, qui rappellent l' élevon 13 en position neutre, en l'absence de sollicitation de la part du vérin de manœuvre, ces moyens élastiques ayant en outre deux fonctions, qui sont de reprendre les efforts statiques de l' élevon 13, de façon à soulager le vérin de manœuvre correspondant, et qu'en dynamique la raideur des moyens élastiques, couplée à l'inertie des pièces en mouvement (essentiellement l'élevon 13 et les pièces mobiles de son vérin de manœuvre) créé un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance des pièces en mouvement étant ajustée sur la fréquence d'excitation, ce qui permet de réduire considérablement les efforts de commande et donc la taille du vérin de manœuvre.
On réalise ainsi un système anti-vibratoire actif, auto-piloté et auto- adaptatif, basé sur l'injection d'efforts aérodynamiques supplémentaires, introduits par la commande des élevons externes 13, pour minimiser les vibrations dans toutes les parties non-pivotantes de l'aéronef 1 en particulier le fuselage 2, les empennage(s) et dérive(s) 4, les ailes fixes 5 et les parties arrière non pivotantes 7 des nacelles 6. L'utilisation des élevons externes 13 en contrôle actif de vibrations permet donc de réduire la raideur, et donc la masse, des ailes 5 pour une vitesse maximale donnée, et/ou d'augmenter cette vitesse maximale de l'aéronef 1. Les élevons externes 13 permettent également, lorsqu'ils sont pilotés comme des volets, et en cas de panne des deux moteurs, de réduire les taux de descente de l'aéronef, en autorotation des deux rotors 9, en participant à la portance de l'aéronef 1 en mode avion, si les élevons 13 sont orientés dans le lit du vent.
Enfin, par leur présence sensiblement en bout des ailes 5, les élevons 13 augmentent l'allongement aérodynamique de la voilure, ce qui réduit la traînée induite et améliore donc les performances en mode avion en montée, en croisière et en finesse (de sorte que le taux de descente est réduit en vol sans puissance).
Comme représenté sur la figure 2, les élevons externes 13 présentent un léger dièdre négatif (vers le bas), qui est accentué au niveau de leur saumon 14, donc dans le sens opposé du dièdre des ailes 5, pour compenser les éventuels effets de ce dièdre positif des ailes 5. On comprend également que l'utilisation de nacelles 6 partiellement basculantes (à moteur et partie arrière de transmission logés dans la partie arrière fixe 7 de nacelle et rotor 9 basculant avec la partie avant de transmission et la partie avant 8 de la nacelle 6), permet une intégration structurale simple des élevons externes 13 sur les nacelles 6. En variante, les élevons ou portions externes de voilure 13 peuvent présenter un dièdre nul (être sensiblement horizontales) ou également un dièdre positif, sensiblement dans le prolongement de celui des ailes 5, mais de préférence on donne à ces surfaces externes 13 de voilure un léger dièdre négatif (voir figure 2) donnant à la voilure principale l'aspect d'ailes de mouette. Dans la variante schématique et partiellement représentée sur la figure
4, on retrouve chaque aile fixe 5' fixée en position haute et surélevée avec un dièdre positif sur la partie supérieure du fuselage 2, et dans cet exemple de forme en plan en trapèze rectangle avec un bord d'attaque 16 à flèche nulle et un bord de fuite 17 à flèche négative et équipé de deux élevons internes 15, et qui supporte à son extrémité externe une nacelle 6, dont au moins la partie avant 8 bascule avec un rotor 9. Un élevon externe 13', de forme en plan en trapèze rectangle dont les bords d'attaque et de fuite prolongent sensiblement ceux respectivement 16 et 17 de l'aile 5', est monté pivotant dans son ensemble, à l'extérieur de la nacelle 6 autour de son axe d'articulation Y-Y. Dans cette variante, l'axe d'articulation Y' -Y des élevons internes 15 est incliné sur le plan transversal à l'aéronef passant par l'axe d'articulation Y-Y de l' élevon ex- terne 13', alors que dans l'exemple des figures 1 à 3, les axes d'articulation Y'- Y des élevons internes 15 et ceux Y-Y des élevons externes 13 sont dans des plans transversaux parallèles.
La figure 5 représente schématiquement la commande de l'orientation de chaque élevon externe 13' de la figure 4 autour de son axe d'articulation Y- Y. Pour réaliser un système anti-vibratoire auto-adaptatif basé sur les élevons externes 13 ', l'angle de braquage de chaque élevon externe 13' est piloté par un calculateur 18 recevant en 19 des signaux provenant d'accéléromètres, gyrometres et de capteurs d'efforts disposés en des endroits déterminés notamment du fuselage 2, des rotors 9 et des empennage(s) et dérive(s) 4 de l'aéronef. Le calculateur 18 pilote un vérin d'excitation 20, qui est un vérin linéaire, asservi en déplacement, dont le cylindre 21 prend appui sur un point fixe 22 de la partie arrière fixe 7, par exemple, de la nacelle 6 voisine, ou sur un point fixe 22 de l'aile 5', tandis que le piston et la tige 23 du vérin 20 entraînent un petit levier 24 solidaire de l' élevon 13', en rotation autour de l'axe d'articulation Y-Y, et à encontre d'un ressort 25 d'accords statique et dynamique, sollicitant également le levier 24 par une extrémité et prenant appui par son autre extrémité sur un autre point fixe 26 de la structure de la nacelle 6 voisine ou de l'aile 5'. Les déplacements linéaires alternatifs de la tige de vérin 23, schématisés par une double flèche sous le vérin 20, sont ainsi transformés en rotations alternatives de l' élevon 13' autour de son axe d'articulation Y-Y, selon la double flèche courbe à l'avant de cet élevon 13' sur la figure 5. Ainsi, le pilotage de l'angle de braquage de l' élevon externe 13', grâce au calculateur 18 et au vérin 20, permet de générer des forces aérodynamiques (telles que F2 sur la figure 2) dirigées contre les forces d'excitation des rotors 9 (telles que F1 sur la figure 2). On peut ainsi minimiser le niveau vibratoire dans le fuselage, les empennage(s) et dérive(s) et les ailes fixes de l'aéronef, en particulier en mode avion. Schématiquement, les excitations des rotors 9 sont contrées par la portance sur les élevons externes 13' ou 13 des exemples des figures 1 à 4. Comme indiqué ci-dessus, le ressort 25 reprend les efforts statiques de l'élevon 13' de façon à soulager le vérin 20, et, en dynamique, la raideur du ressort 25 couplée à l'inertie de l'ensemble en déplacement, comportant princi- paiement l'élevon 13' avec son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 et le ressort 25, créé un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de cet ensemble en déplacement étant ajustée sur la fréquence d'excitation du vérin 20, ce qui permet de réduire les efforts de commande délivrés par le vérin 20, et donc la puissance et l'encombrement de ce dernier. II convient de noter que la commande du vérin 20 par le calculateur 18 de contrôle des vibrations est neutralisée pendant la commande du vérin 20 par les commandes pilotes, pour piloter l'élevon 13 ou 13' en gouverne de profondeur ou de gauchissement.
Ainsi, à titre d'exemple, un élevon externe tel que 13 ou 13', mais de forme en plan sensiblement rectangulaire, d'une corde de 0,56 m et d'une envergure de 0,25 m, et piloté avec une amplitude d'angle de braquage de + 5°, suffit pour agir contre une force d'excitation de 1000 N, à la vitesse maximale de l'aéronef en mode avion d'environ 150 m/s, la masse estimée par élevon étant d'environ 2 kg. Pour produire une bonne influence sur l'évolution du niveau vibratoire dû aux forces dynamiques, les élevons externes 13 ou 13' sont réalisés de sorte que leur centre de gravité soit en avant de leur centre de rotation, sur l'axe d'articulation Y-Y, le centre de rotation étant lui-même positionné sur leur foyer aérodynamique, pour éviter les moments dûs à la force aérodynamique. Ceci permet de minimiser les efforts de pilotage.
Chaque portion externe de voilure, à l'extérieur des nacelles 6, peut ne pas être totalement une surface orientable, mais peut au contraire, comme schématiquement représenté sur la figure 6, qui représente une variante de la figure 4, être une portion externe de voilure 27 dont une partie avant, le long de son bord d'attaque, est une portion d'aile externe 28 fixe, à l'arrière de laquelle une partie orientable 29 est montée pivotante autour de l'axe d'articulation Y-Y, et constitue la surface de commande et/ou de contrôle orientable fonctionnant comme un aileron et/ou comme un volet, et donc analogue à l'élevon 13 ou 13' des exemples précédents.
Dans les exemples des figures 1 à 3, 4 et 6, les élevons externes 13,
13', 29, introduisent dans la structure fixe des nacelles 6 ou des ailes fixes 5 ou 5', des efforts tranchants et moments de flexion, mais pas ou peu de moments de torsion, lorsque leur axe d'articulation Y-Y passe sensiblement par le centre de torsion des ailes fixes 5 ou 5'.
En décalant l'axe d'articulation Y-Y des élevons 13, 13', 29 vers l'avant ou l'arrière par rapport au centre de torsion des ailes fixes 5 ou 5', les élevons peuvent de plus introduire dans la structure des ailes 5 ou 5' des moments de torsion éventuellement nécessaires dans le cas de manifestation du phénomène de « whirl-flutter », et pour contrer ce phénomène.
Dans tous les exemples de réalisation, les élevons 13, 13' et 29 sont donc auto-pilotés pour atténuer dans la structure du convertible des vibrations qui sont au moins des trois types précités, à savoir les vibrations résultant des phénomènes de « whirl flutter » et « tail shake » et les vibrations générées par les rotors en fonctionnement normal.
Concernant le phénomène de « whirl flutter », ou flottement gyroscopi- que, on comprend que, si l'un des rotors 9 du convertible est écarté de son plan de rotation, par exemple sous l'effet d'une rafale de vent, de la rupture d'un élément d'aile modifiant les raideurs de l'aile, etc ... , il se produit des variations parasites de l'angle d'incidence des pales de ce rotor 9, ce qui induit des forces aérodynamiques supplémentaires qui « excitent » ce rotor 9 et entretiennent le mouvement. L'aile fixe 5 ou 5' correspondante est alors défor- mée, ce qui peut à nouveau accentuer le déplacement du rotor 9 par rapport à son plan de rotation, et ainsi de suite, de sorte que si la raideur de l'aile 5 ou 5' n'est pas suffisante pour amortir ces mouvements et ramener l'ensemble en position d'équilibre, le phénomène diverge jusqu'à la rupture d'éléments mis en cause sur l'aile 5 ou 5' et/ou sur le rotor 9 correspondant. En conséquence, le mouvement de l'aile 5 ou 5' est un mouvement global de flexion et torsion qui se traduit notamment par un déplacement vertical prépondérant de l'aile 5 ou 5'. Ce mouvement, et les vibrations qu'il engendre sont précisément le mouvement et les vibrations que l'élevon 13, 13' ou 27 doit atténuer puis annuler.
Ce phénomène d'instabilité correspond à une fréquence de l'ordre de 4 à 6 Hz environ. Concernant le phénomène vibratoire dit « tail shake », il s'agit de vibrations des parties arrière 7 des nacelles 6 et de la partie arrière du fuselage 2 d'un aéronef convertible dont ces parties arrière sont excitées par le souffle des rotors 9, et ces vibrations se développent à des fréquences de quelques hertz et fréquemment proches de 4 Hz. Concernant les vibrations générées par les rotors 9 en fonctionnement normal, ou vibrations naturelles, propres aux rotors 9, générées en axe tournant, on sait que ces vibrations sont de trois niveaux, à savoir en KbΩ et en (Kb+1 )Ω, où b et Ω sont respectivement le nombre de pales et la fréquence de rotation de chaque rotor 9, et K est un nombre entier au moins égal à 1. Mais, quelle que soit la nature de l'excitation du rotor (en battement ou traînée) et quels que soient le niveau et la position (avec K = 1 , 2, 3, 4, ... ) de la fréquence d'excitation, les excitations en repère fixe, en pompage, flexion, torsion, se produisent aux fréquences KbΩ.
En d'autres termes, en axe fixe, c'est-à-dire au niveau du fuselage 2 et des empennage(s) et dérive(s) 4 ainsi que des ailes fixes 5 ou 5' et des parties arrière fixe 7 des nacelles 6 du convertible, seules les vibrations en KbΩ sont ressenties.
Comme les fréquences les plus désagréables pour l'Homme (donc pour l'équipage et les passagers) sont les plus basses, on se préoccupe prioritaire- ment au moins d'atténuer, et si possible d'annuler, les vibrations à la fréquence bΩ, pour K=1 , et en particulier à la fréquence 3Ω lorsque chacun des deux rotors 9 du convertible est un rotor tripale. Compte tenu de la vitesse nominale de rotation de chaque rotor 9, de l'ordre de 400 tr/mn, Ω est de l'ordre de 6 à 7 Hz, de sorte que les forces excitatrices à annuler sont à des fréquences de l'ordre de 18 à 21 Hz, soit environ 20 Hz, ce qui constitue une fréquence de pilotage relativement élevée. Comme la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement de la figure 5, comprenant essentiellement l'élevon 13' et son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 ainsi que le ressort 25, est une fréquence f telle que f = . où k est la raideur du ressort (25) et I est l'inertie de cet
Figure imgf000025_0001
ensemble en déplacement, ce dernier est réalisé de sorte que sa fréquence de résonance f soit accordée par construction à la principale fréquence à amortir bΩ, soit environ 20 Hz dans le cas de rotors 9 tripales.
Ainsi, le calculateur 18 commande le vérin 20 de sorte que sa fréquence d'excitation soit normalement ajustée sur bΩ qui est égale à f. Ceci permet d'obtenir le déplacement de l'élevon 13, 13' ou 29 avec un minimum d'efforts à fournir par le vérin 20. En effet, un système mécanique qui oscille à sa fréquence de résonance nécessite un très faible apport d'énergie pour être mis en mouvement. On peut donc utiliser un vérin 20 de petites dimensions, ce qui ré- pond au but recherché d'un gain de masse et de volume notamment.
L'élevon 13, 13' ou 29 présente donc des dimensions limitées pour avoir une faible inertie, afin qu'il soit aisé de le déplacer à des fréquences de l'ordre de 20 Hz, ce qui nécessite un système à forte dynamique.
A titre d'exemple, un élevon de forme en plan rectangulaire, pour un aé- ronef convertible dont chacun des deux rotors 9 a un diamètre d'environ 9 à 10 m, avec une distance de 12 à 15 m entre les axes des deux rotors 9, est un élevon réalisé en fibres de carbone et d'une masse de 4 kg présentant une surface en plan de 0,25 m2 par exemple, d'une corde de 0,5 m et d'une envergure de 0,5 m, cet élevon étant calé avec une incidence moyenne de 5°. On comprend que cette fonction de l'amortissement principal des vibrations en bΩ ne peut absolument pas être remplie par des volets internes (entre les nacelles 6 et le fuselage 2) ou par le basculement d'une partie d'aile interne, car, dans ces deux cas, l'inertie en rotation de ces éléments internes est très importante, en raison de leurs grandes dimensions, imposées notamment par la corde de l'aile et l'épaisseur de l'aile (proportionelle à la corde) à cet endroit, de sorte qu'on ne peut pas atteindre des fréquences de pilotage suffi- samment élevées. En particulier, la bande passante de volets internes est trop basse, puisque de l'ordre de 2 à 3 Hz seulement.
Revenant sur le système anti-vibratoire actif, auto-piloté et auto-adaptatif de la figure 5, ce système présente l'avantage que l'on profite d'une amplifica- tion dynamique de sorte que le pilotage de l'élevon 13' peut se faire avec des efforts de commande très faibles sur le vérin 20, l'ensemble en déplacement comprenant l'élevon 13' et son levier 24, le piston et la tige 23 du vérin 20 et le ressort 25, procurant déjà par lui-même, lorsqu' il fonctionne en système mécanique passif, une amplification importante, schématisée par la courbe en clo- che de la figure 7, qui représente l'évolution, en fonction de la fréquence f, du rapport e/dO de l'amplitude des mouvements au niveau de l'élevon 13' sur l'amplitude des excitations au niveau du vérin 20. Ce rapport d'amplification e/dO est maximum pour la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement (13' -24-23-25) de la figure 5, dont la construction est telle que cette fré- quence propre est accordée sur la fréquence bΩ. Le maximum d'efficacité est ainsi obtenu pour cette fréquence bΩ. Ce rapport d'amplification, qui est de l'ordre de 4 par exemple au sommet de la courbe de la figure 7, est inférieur, mais néanmoins toujours supérieur à 1, pour la fréquence fts, de l'ordre de 4 Hz, à laquelle se produit le phénomène de « tail shake » ainsi que pour la fré- quence fWF, comprise sensiblement entre 4 à 6 Hz et par exemple de l'ordre de 5 Hz, avec laquelle se manifeste de phénomène de « whirl flutter ». On comprend que le système de la figure 5 ne peut contrer, avec une efficacité maximale, qu'une seule fréquence d'excitation à la fois, en l'occurrence la fréquence bΩ. Toutefois, bien que ce système soit construit pour atténuer avec la plus grande efficacité les vibrations à la fréquence bΩ, les excitations qui se produisent à d'autres fréquences telles que fts et fWF, sont également atténuées, mais de façon moins efficace.
Cependant, pour atténuer et, éventuellement, supprimer les vibrations résultant des phénomènes de « whirl flutter » et « tail shake » lorsque les cap- teurs embarqués sur le convertible détectent la survenance de ces phénomènes, le calculateur 18 commande, transitoirement, la fréquence d'excitation du vérin 20 de sorte que cette fréquence n'est plus ajustée sur la fréquence nor- maie de fonctionnement à bΩ, mais sur une fréquence d'environ 4 Hz à environ 6 Hz, en cas de « whirl flutter », ou sur une fréquence de l'ordre de 4 Hz en cas de « tail shake », le calculateur 18 ajustant ensuite à nouveau la fréquence d'excitation du vérin 20 sur la fréquence bΩ dès que le phénomène de « whirl flutter » ou de « tail shake » a été suffisamment atténué, voire supprimé, ce que le calculateur 18 peut déterminer en fonction des informations reçues en 19 des capteurs embarqués.
De même, lorsque la fréquence Ω de rotation des rotors 9 varie, ce qui est également détecté par les capteurs d'efforts, accelerometriques et gyromé- triques embarqués, le calculateur 18 peut ajuster la fréquence d'excitation du vérin 20 pour l'adapter à la nouvelle fréquence bΩ ainsi obtenue. Le calculateur 18 permet ainsi une adaptation aux variations, en général d'amplitude limitée, de la fréquence de rotation des rotors 9.
Les élevons 13, 13', 29 sont ainsi commandés à une fréquence sensi- blement ajustée sur celles des phénomènes vibratoires à atténuer, voire supprimer, par le calculateur 18 recevant des signaux 19, identifiant les régimes vibratoires, à partir des capteurs montés en différents points du convertible et sensibles aux efforts d'excitation appliqués en particulier au fuselage 2 à partir des deux ensembles rotor 9-élevon 13, 13' ou 29 qui sont soumis aux diffé- rentes excitations aéroélastiques et vibratoires précitées. D'une manière générale, les capteurs d'efforts, accelerometriques et gyrométriques renseignant le calculateur 18 peuvent être disposés en n'importe quel point de l'aéronef convertible. Les deux élevons 13, 13' ou 29 sont pilotés ensemble par le même calculateur 18, jusqu'à obtenir une configuration qui rend minimum le niveau vibratoire mesuré.
La disposition des élevons 13, 13' et 29 en bout d'aile, c'est-à-dire selon l'envergure à l'extérieur des nacelles 6 portées aux extrémités des ailes fixes 5 ou 5', apparaît optimale pour les raisons suivantes :
- les excitations essentielles proviennent des rotors 9, ces derniers étant eux-mêmes à l'extrémité des ailes fixes 5 ou 5', de sorte que ces excitations essentielles sont d'autant plus faciles à contrer que les résultantes de la por- tance des élevons 13, 13' ou 29 sont proches des forces excitatrices (donc pas de moment résultant sur les ailes 5 ou 5'),
- la disposition des élevons 13, 13' ou 29 à l'extérieur des nacelles 6 permet d'éviter des interactions défavorables sur les ailes 5 ou 5' elles-mêmes ou avec les volets de pilotage 15 de ces ailes, alors que de telles interactions, notamment des interférences tourbillonnâmes, seraient provoquées sur les volets 15 par un élevon piloté à grande fréquence et disposé à l'intérieur des nacelles 6 (entre les nacelles 6 et le fuselage 2),
- c'est au niveau de l'élevon 13, 13' ou 29, à l'extérieur d'un ensemble aile fixe 5 ou 5' -nacelle 6, que la déformée modale de cet ensemble est la plus importante ; à effort constant, c'est donc à ce niveau que l'efficacité d'un système à élevon tel que 13' et ressort tel que 25 sur la figure 5 est maximale ; autrement dit, comme le travail des forces extérieures est égal au produit de l'effort par le déplacement (ou par une rotation), pour une variation angulaire, à effort constant, le maximum d'efficacité est obtenu en raison des flèches et/ou rotations dynamiques à l'extrémité externe des ensembles aile-nacelle.
On peut ainsi équiper les aéronefs convertibles de systèmes anti- vibratoires actifs et auto-adaptatifs, offrant des capacités d'adaptation optimale en vol en mode avion, quelles que soient les conditions de masse, de centrage, de dispersion de structure et de régime de rotation. En effet, à partir des signaux provenant des capteurs d'accélération, gyrometres, et/ou d'efforts dans le fuselage 2 et sur les rotors 9, un ou plusieurs calculateurs tels que 18 élaborent) une commande pilotant des vérins tels que 20 qui manoeuvrent les élevons externes tels que 13, 13' ou 29, qui génèrent des efforts aérodynami- ques destinés à contrer les vibrations. Les efforts délivrés par les élevons, manoeuvres par les vérins, sont ajustés en permanence en fonction du niveau vibratoire, de telle sorte que celui-ci soit minimal au sens d'un critère donné, par exemple un critère de moindre-carrés ou autre.
Bien entendu, l'invention présentée ci-dessus n'est pas limitée aux aé- ronefs convertibles à nacelles motrices articulées, comme décrit dans FR 99 03735 et FR 99 03956, mais s'applique également aux aéronefs convertibles à nacelles motrices totalement basculantes avec les rotors, comme décrit dans US-5,054,716.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef convertible à rotors basculants, pouvant évoluer en mode avion et en mode hélicoptère, et comprenant au moins un fuselage (2), au moins un empennage avec au moins une dérive (4), une voilure fixe comportant au moins deux ailes (5, 5') s' étendant latéralement de part et d'autre dudit fuselage (2), et, en mode hélicoptère, une voilure tournante comportant au moins deux rotors (9), dont chacun est supporté et entraîné en rotation par l'une respectivement de deux nacelles (6) motrices supportées chacune par l'une res- pectivement des deux ailes fixes (5, 5') s' étendant du fuselage (2) jusqu'à la nacelle (6) correspondante, chaque rotor (9) étant monté basculant avec au moins une partie avant (8), qui supporte ledit rotor (9), de la nacelle (6) correspondante, sur l'aile fixe (5, 5') correspondante et autour d'un axe de basculement (X-X), sensiblement transversal par rapport au fuselage (2), pour passer de l'un à l'autre du mode hélicoptère et du mode avion, dans lequel les rotors (9) servent d'hélice, caractérisé en ce que chaque aile fixe (5, 5') est prolongée, sensiblement selon son envergure et vers l'extérieur de la nacelle (6) correspondante par rapport au fuselage (2), par au moins une portion externe (13, 13', 27) de voilure, dont au moins une partie (13, 13', 29) pivote, indépen- damment du rotor (9) et d'au moins la partie avant (8) de la nacelle (6) correspondante, autour d'un axe d'articulation (Y-Y) sensiblement transversal à l'aéronef (1 ) et constitue une surface de commande et/ou de contrôle orientable, dont les pivotements autour de l'axe d'articulation (Y-Y) sont commandés, au moins à une fréquence de l'ordre de KbΩ, où b et Ω sont respectivement le nombre de pales et la fréquence de rotation de chaque rotor, et K un nombre entier au moins égal à 1 , par au moins un actionneur piloté (20), de sorte à au moins atténuer, au niveau du fuselage (2), des ailes fixes (5, 5') et des empennage^) et dérive(s) (4), au moins les vibrations générées naturellement par chaque rotor (9) en rotation.
2. Aéronef convertible selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les pivotements de ladite surface de commande et/ou de contrôle orientable (13, 13', 29) sont transitoirement commandés par l'actionneur piloté (20) à une fré- quence inférieure à KbΩ et de l'ordre de 4 à 6 Hz pour contrer le phénomène de « whirl flutter ».
3. Aéronef convertible selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que les pivotements de ladite surface de commande et/ou de contrôle orientable (13, 13', 29) sont transitoirement commandés par l' actionneur piloté (20) à une fréquence inférieure à KbΩ et de l'ordre de quelques Hz, en général de l'ordre de 4 Hz, pour contrer le phénomène de « tail shake ».
4. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit actionneur est un vérin d'excitation (20), asservi en déplacement, manoeuvrant ladite surface de commande et/ou de contrôle orientable (13, 13', 29), à encontre de moyens élastiques (25) d'accords statique et dynamique, et piloté automatiquement par au moins un calculateur (18) de contrôle actif et auto-adaptatif de vibrations, qui pilote ledit vérin (20) à partir de signaux (19) reçus de capteurs, notamment d'efforts, accelerometriques et gyromètriques, disposés en au moins des points déterminés dudit fuselage (2) et ou des rotors (9) et/ou des empennage(s) et dérive(s) (4).
5. Aéronef convertible selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens élastiques ( 25) reprennent les efforts statiques de ladite surface orientable (13, 13', 29), et, en dynamique, leur raideur est couplée à l'inertie de l'ensemble en déplacement comprenant au moins ladite surface orientable (13, 13', 29) et des parties mobiles (23) dudit vérin (20) de sorte à créer un système résonant du deuxième ordre, la fréquence de résonance de l'ensemble en déplacement étant ajustée sur la fréquence d'excitation du vérin (20).
6. Aéronef convertible selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit ensemble en déplacement (13, 13', 29 ; 23) a une fréquence de résonance f = _- \Tk , où k est la raideur des moyens élastiques (25) et I est l'inertie
2π I de l'ensemble en déplacement (13, 13', 29 ; 23), et la fréquence d'excitation du vérin (20) est normalement ajustée sur bΩ, tel que bΩ est sensiblement égal à f.
7. Aéronef convertible selon la revendication 6, caractérisé en ce que les deux rotors (9) sont des rotors tripales, et la fréquence d'excitation du vérin (20) est normalement ajustée sensiblement sur une fréquence d'environ 20 Hz.
8. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que la fréquence d'excitation du vérin (20) est transitoi rement ajustée sur une fréquence d'environ 4 Hz à environ 6 Hz, lorsque lesdits capteurs détectent des signaux (19) témoignant de l'un au moins des phénomènes de « tail shake » et « whirl flutter », puis à nouveau ajustée sensiblement sur la fréquence bΩ.
9. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 4 à 8, caractérisé en ce que le vérin (20) d'excitation est également pilotable par des commandes pilotes, notamment de gauchissement.
10. Aéronef convertible selon la revendication 9, caractérisé en ce que la commande du vérin d'excitation (20) par le calculateur (18) de contrôle de vi- brations est neutralisée pendant la commande dudit vérin d'excitation (20) par les commandes pilotes.
11. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ladite portion externe (13, 13') de voilure est une partie d'aile externe entièrement pivotante autour de l'axe d'articulation (Y-Y) et cons- tituant un élevon.
12. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ladite partie pivotante (29) de la portion externe de voilure (27) est un élevon pivotant de bord de fuite d'une portion d'aile externe et fixe (28).
13. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que chaque aile fixe (5, 5') comprend au moins une surface de commande et/ou de contrôle interne (15), entre la nacelle (6) correspondante et le fuselage (2), et qui pivote autour d'un second axe d'articulation ( -Y) sensiblement transversal à l'aéronef (1 ).
14. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que les ailes fixes (5, 5') sont des ailes hautes solidarisées à la partie supérieure du fuselage (2).
15. Aéronef convertible selon la revendication 14, caractérisé en ce que les- dites ailes hautes (5) sont surélevées (11) par rapport à la partie supérieure du fuselage (2).
16. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 14 et 15, caractérisé en ce que les ailes fixes et hautes (5) présentent un dièdre vers le haut (dièdre positif) entre le fuselage (2) et les nacelles (6).
17. Aéronef convertible selon la revendication 16, caractérisé en ce qu'à l'extérieur des nacelles (6), lesdites portions externes (13) de voilure sont également en dièdre vers le haut.
18. Aéronef convertible selon la revendication 16, caractérisé en ce qu'à l'extérieur des nacelles (6), lesdites portions externes (13) de voilure présentent un dièdre nul (sont sensiblement horizontales).
19. Aéronef convertible selon la revendication 16, caractérisé en ce qu'à l'extérieur des nacelles (6), lesdites portions externes (13) de voilure présen- tent un dièdre vers le bas, de sorte que la voilure fixe de l'aéronef (1 ) est sensiblement en ailes de mouette.
20. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications 1 à 19, caractérisé en ce que l'axe d'articulation (Y-Y) des parties pivotantes (13, 13', 29) des portions externes de voilure (13, 13', 27) est décalé vers l'avant ou vers l'arrière des centres de torsion des ailes fixes (5, 5').
PCT/FR2000/002527 1999-09-14 2000-09-13 Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants WO2001019673A1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/070,629 US6607161B1 (en) 1999-09-14 2000-09-13 Convertible aircraft with tilting rotors
JP2001523272A JP4405704B2 (ja) 1999-09-14 2000-09-13 ロータ傾斜型転換式航空機における改良
CA002382879A CA2382879A1 (fr) 1999-09-14 2000-09-13 Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants
EP00962625A EP1212238B1 (fr) 1999-09-14 2000-09-13 Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants
DE60006831T DE60006831D1 (de) 1999-09-14 2000-09-13 Verbessertes schwenkrotor-verwandlungsflugzeug

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9911471A FR2798359B1 (fr) 1999-09-14 1999-09-14 Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants
FR99/11471 1999-09-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2001019673A1 true WO2001019673A1 (fr) 2001-03-22

Family

ID=9549815

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2000/002527 WO2001019673A1 (fr) 1999-09-14 2000-09-13 Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6607161B1 (fr)
EP (1) EP1212238B1 (fr)
JP (1) JP4405704B2 (fr)
CA (1) CA2382879A1 (fr)
DE (1) DE60006831D1 (fr)
FR (1) FR2798359B1 (fr)
WO (1) WO2001019673A1 (fr)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6695254B2 (en) 2002-03-20 2004-02-24 Eurocopter Rotary-wing aircraft rotor with constant velocity drive
US6712313B2 (en) 2002-03-28 2004-03-30 Eurocopter Constant velocity drive rotary-wing aircraft rotor with torque splitting differential
CN105775121A (zh) * 2014-12-26 2016-07-20 深圳智航无人机有限公司 一种变翼式无人机及其方法
US9994312B2 (en) 2013-05-16 2018-06-12 Ihi Corporation Vertical take-off and landing aircraft

Families Citing this family (91)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2832123B1 (fr) * 2001-11-14 2004-10-29 Eurocopter France Systeme de commande de vol, pour commander le tangage d'un aeronef a decollage vertical et a direction de portance orientable
FR2837785B1 (fr) 2002-03-29 2004-12-03 Eurocopter France Dispositif de commande du pas des pales d'un rotor d'aeronef convertible
US6974105B2 (en) * 2003-01-09 2005-12-13 Roger N Pham High performance VTOL convertiplanes
FR2853094B1 (fr) * 2003-03-26 2005-05-27 Airbus France Procede pour contrer les vibrations induites dans un aeronef par le fonctionnement en moulinet d'une soufflante et systeme de commandes de vol electriques mettant en oeuvre ce procede
US6896221B1 (en) * 2003-04-16 2005-05-24 Einar Einarsson Vertical takeoff and landing aircraft
GB0326228D0 (en) * 2003-11-10 2003-12-17 Airbus Uk Ltd Wing tip device
FR2864029B1 (fr) * 2003-12-23 2006-04-07 Eurocopter France Aeronef convertible pourvu de deux "tilt fan" de part et d'autre du fuselage et d'un "fan" fixe insere dans le fuselage
US7424989B2 (en) 2004-03-11 2008-09-16 The Boeing Company Intelligent multifunctional actuation system for vibration and buffet suppression
US7118066B2 (en) * 2004-07-22 2006-10-10 Norman Carter Allen Tall V/STOL aircraft
DE04786134T1 (de) * 2004-07-29 2007-10-18 Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth Verfahren und vorrichtung zur flugsteuerung von kipprotorflugzeugen
US20060255206A1 (en) * 2005-04-18 2006-11-16 Jolly Mark R Method and aircraft system for active suppression of aircraft low frequency aerostructure lateral bending modes
US7861967B2 (en) * 2008-04-25 2011-01-04 Abe Karem Aircraft with integrated lift and propulsion system
US7802754B2 (en) * 2005-08-15 2010-09-28 Abe Karem Tilt outboard wing for tilt rotor aircraft
US8864062B2 (en) 2005-08-15 2014-10-21 Abe Karem Aircraft with integrated lift and propulsion system
US7665688B2 (en) * 2006-03-27 2010-02-23 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units
EP2097317A1 (fr) 2006-11-02 2009-09-09 Severino Manuel Oliveira Raposo Système et procédé de propulsion vectorielle avec commande indépendante de trois axes de translation et de trois axes de rotation
CA2714497C (fr) 2008-02-13 2016-06-28 Bell Helicopter Textron Inc. Giravion avec aile incidente variable
WO2009111705A1 (fr) * 2008-03-06 2009-09-11 Karem Aircraft, Inc. Moteur de gyravion et synchronisation de vitesse de rotor
US7871033B2 (en) * 2008-04-11 2011-01-18 Karem Aircraft, Inc Tilt actuation for a rotorcraft
US7871034B2 (en) * 2008-04-23 2011-01-18 Abe Karem Rotor hub systems and methods
WO2009140042A1 (fr) * 2008-04-25 2009-11-19 Abe Karem Structure combinée de longeron et de tourillon pour un aéronef à rotor basculant
US8066219B2 (en) * 2008-04-25 2011-11-29 Karem Aircraft, Inc. Anhedral tip blades for tiltrotor aircraft
US8646720B2 (en) * 2010-05-10 2014-02-11 Donald Orval Shaw Modular flight vehicle with wings
US8070090B2 (en) 2008-09-05 2011-12-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Stop-rotor rotary wing aircraft
US8573937B2 (en) * 2008-11-21 2013-11-05 Xzeres Corp. System for providing dynamic pitch control in a wind turbine
FR2941754B1 (fr) 2009-01-30 2011-01-14 Eurocopter France Couplage a rattrapage de jeu, rotor et aeronef a voilure tournante
US9102401B2 (en) 2009-03-12 2015-08-11 Textron Innovations Inc. Wing extension control surface
US20110314963A1 (en) * 2010-06-28 2011-12-29 Hamilton Sundstrand Corporation Controllable constant speed gearbox
US9187174B2 (en) * 2010-10-06 2015-11-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
US8602347B2 (en) * 2011-02-04 2013-12-10 Textron Innovations Inc. Tilt rotor aircraft with fixed engine arrangement
EA017692B1 (ru) * 2011-05-13 2013-02-28 Автандил Зурабович Хачапуридзе Способ осуществления взлёта без разбега или посадки без пробега конвертоплана
KR101125870B1 (ko) * 2011-07-29 2012-03-28 한국항공우주연구원 나셀틸트각과 플래퍼론각의 기계적 연동이 이루어지는 고성능 틸트로터 항공기
PT2551198E (pt) * 2011-07-29 2013-12-27 Agustawestland Spa Avião convertível
GB201117692D0 (en) * 2011-10-13 2011-11-23 Rolls Royce Plc A distributed propulsion system and method of control
US9120560B1 (en) * 2011-10-13 2015-09-01 Latitude Engineering, LLC Vertical take-off and landing aircraft
US9388875B2 (en) * 2011-10-18 2016-07-12 The Boeing Company Aeroelastic tuned mass damper
WO2014055103A1 (fr) 2012-10-02 2014-04-10 United Technologies Corporation Forme de pylône avec turbosoufflante à réducteur pour rigidité structurelle
CN103010450A (zh) * 2012-11-20 2013-04-03 无锡市万凌钢铁有限公司 一种运输直升机左右翼同步转动机构
JP5277342B1 (ja) * 2012-12-11 2013-08-28 和博 高橋 垂直離着陸機
CN105121188B (zh) 2013-03-15 2019-03-15 特力飞车股份有限公司 具有垂直起飞和固定翼巡航能力的组合的飞行/行驶车辆
EP2991897B1 (fr) * 2013-05-03 2020-02-12 AeroVironment, Inc. Véhicule aérien à décollage et atterrissage verticaux (adav)
US9663225B1 (en) 2013-08-14 2017-05-30 Bell Helicopter Textron Inc. Maintaining drive system alignment in tiltrotor aircraft
US9868542B2 (en) 2013-08-14 2018-01-16 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having pillow block mounted pylon assemblies
US9868541B2 (en) 2013-08-14 2018-01-16 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having journal bearing mounted pylon assemblies
US9856029B2 (en) 2013-08-14 2018-01-02 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having tip rib mounted pylon assemblies
US9834303B2 (en) 2013-08-14 2017-12-05 Bell Helicopter Textron Inc. Method and apparatus of connecting a fixed drive system to a rotating drive system for a tiltrotor aircraft
US9809318B1 (en) 2013-08-14 2017-11-07 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having spherical bearing mounted pylon assemblies
US9174731B2 (en) * 2013-08-14 2015-11-03 Bell Helicopter Textron Inc. Fixed engine and rotating proprotor arrangement for a tiltrotor aircraft
US9776714B2 (en) * 2013-10-15 2017-10-03 Sandor Wayne Shapery Engine system for vertical and short take off and landing (V/STOL) aircraft
USD772137S1 (en) * 2013-10-24 2016-11-22 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft landing gear
US9708059B2 (en) * 2014-02-19 2017-07-18 The United States Of America As Represented By The Adminstrator Of The National Aeronautics And Space Administration Compound wing vertical takeoff and landing small unmanned aircraft system
US10676186B2 (en) 2014-05-23 2020-06-09 Sikorksy Aircraft Corporation Compliant engine nacelle for aircraft
EP3009345A1 (fr) * 2014-10-14 2016-04-20 Airbus Operations GmbH Aéronef
DE102014117914B4 (de) * 2014-12-04 2021-11-11 fos4X GmbH Verfahren zur Erfassung eines Flatterns eines Rotorblatts einer Windkraftanlage
US20160376003A1 (en) * 2015-06-26 2016-12-29 Yuri Feldman Aircraft
CN105173075B (zh) * 2015-09-10 2017-09-15 南京多零无人机技术有限公司 一种混合动力可倾转翼飞机
US10589854B2 (en) 2015-10-07 2020-03-17 Sikorsky Aircraft Corporation Aircraft with overlapped rotors
FR3043648B1 (fr) * 2015-11-13 2018-11-16 Safran Aircraft Engines Voilure propulsive d'un aeronef
US10183745B2 (en) * 2015-12-07 2019-01-22 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor with inboard engines
CN109153302A (zh) 2016-04-15 2019-01-04 特力飞车股份有限公司 用于双模式飞行和驾驶车辆的电子换档器组件
CN106081060B (zh) * 2016-07-05 2018-11-09 北京航空航天大学 一种垂直起降复合布局无人机旋翼收放装置
US10279892B2 (en) 2016-08-31 2019-05-07 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having active wing extensions
US10011349B2 (en) 2016-08-31 2018-07-03 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having rotatable wing extensions
US10266252B2 (en) * 2016-09-19 2019-04-23 Bell Helicopter Textron Inc. Wing extension winglets for tiltrotor aircraft
CN107021206B (zh) * 2017-04-11 2020-06-19 深圳智航无人机有限公司 无人机
AU2018266343B2 (en) * 2017-05-08 2023-09-21 Insitu, Inc. Modular aircraft with vertical takeoff and landing capability
US11267571B2 (en) 2017-11-03 2022-03-08 Joby Aero, Inc. Stacked propellers
US11358715B2 (en) * 2017-11-28 2022-06-14 Abe Karem Devices and methods for modifying width of rotor aircraft during operational flight
WO2019210128A2 (fr) * 2018-04-27 2019-10-31 Aai Corporation Ensemble rotor à pas variable pour applications d'avion à réacteur à poussée orientable à commande électrique
US11267570B2 (en) * 2018-05-03 2022-03-08 Joby Aero, Inc. Quad-wing vertical takeoff and landing aircraft
US11338916B2 (en) * 2018-06-21 2022-05-24 Textron Innovations Inc. Engine and rotatable proprotor configurations for a tiltrotor aircraft
US11148798B2 (en) * 2018-06-22 2021-10-19 Textron Innovations Inc. Engine and rotatable proprotor configurations for a tiltrotor aircraft
CN109018321A (zh) * 2018-07-02 2018-12-18 寇冠 从动旋翼飞行器
US10913542B2 (en) * 2018-07-27 2021-02-09 Textron Innovations Inc. Conversion actuator and downstop striker fitting for a tiltrotor aircraft
US10994839B2 (en) 2018-07-31 2021-05-04 Textron Innovations Inc. System and method for rotating a rotor of a tiltrotor aircraft
US20200086971A1 (en) * 2018-09-14 2020-03-19 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor Free-Pivot Wing Extension
US10960969B2 (en) * 2018-10-24 2021-03-30 Bell Helicopter Textron Inc. Method of improving a stability speed of a tiltrotor aircraft
EP3674211B1 (fr) * 2018-12-28 2021-02-17 LEONARDO S.p.A. Avion convertible et procédé de commande associé
US11745860B2 (en) 2019-05-20 2023-09-05 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11591097B2 (en) 2019-05-20 2023-02-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11613345B2 (en) 2019-05-20 2023-03-28 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US20200369377A1 (en) * 2019-05-20 2020-11-26 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11873078B2 (en) 2019-05-20 2024-01-16 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
US11535362B2 (en) 2019-05-20 2022-12-27 The Boeing Company Aircraft nacelles having adjustable chines
WO2021072089A1 (fr) * 2019-10-08 2021-04-15 California Institute Of Technology Commande adaptative de vol non linéaire basée sur la détection de débit d'air d'une voiture volante ou d'un adav à aile(s) fixe(s)
US20210122466A1 (en) * 2019-10-28 2021-04-29 Uber Technologies, Inc. Aerial vehicle with differential control mechanisms
JP7506888B2 (ja) * 2020-06-01 2024-06-27 株式会社Subaru 複合ヘリコプタにおける振動抑制システム
US11801936B2 (en) * 2021-01-19 2023-10-31 Textron Innovations Inc. Preventing helicopter loss of tail rotor effectiveness
CN114396425B (zh) * 2022-02-18 2023-02-03 中国商用飞机有限责任公司 可调支撑刚度的滚轮装置
US12060148B2 (en) 2022-08-16 2024-08-13 Honeywell International Inc. Ground resonance detection and warning system and method
JP2024057895A (ja) * 2022-10-13 2024-04-25 株式会社デンソー 制御装置、運航管理システム、および制御プログラム

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3107882A (en) * 1962-08-10 1963-10-22 Electric Auto Lite Co Yaw control system for vtol tilt wing aircraft
US3666209A (en) 1970-02-24 1972-05-30 Boeing Co V/stol aircraft with variable tilt wing
EP0416590A2 (fr) 1989-09-08 1991-03-13 Dornier, Conrado Avion avec nacelles motrices basculantes autour d'un axe transversal
US5054716A (en) 1989-10-16 1991-10-08 Bell Helicopter Textron Inc. Drive system for tiltrotor aircraft
US5094412A (en) 1989-10-13 1992-03-10 Bell Helicopter Textron Inc. Flaperon system for tilt rotor wings
US5405105A (en) * 1993-05-28 1995-04-11 Hudson Valley V/Stol Aircraft, Inc. Tilt wing VTOL aircraft
FR2791319A1 (fr) 1999-03-25 2000-09-29 Eurocopter France Aeronef convertible a rotors basculants
FR2791634A1 (fr) 1999-03-30 2000-10-06 Eurocopter France Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3059876A (en) * 1958-07-03 1962-10-23 Haviland H Platt Vertical take-off airplane
US3592412A (en) * 1969-10-03 1971-07-13 Boeing Co Convertible aircraft
DE3935925A1 (de) * 1989-10-27 1991-05-16 Messerschmitt Boelkow Blohm Passiver flatterdaempfer
US5961067A (en) * 1996-09-10 1999-10-05 Allison Engine Company Method for reducing turboprop noise
US6328256B1 (en) * 1999-09-29 2001-12-11 Bell Helicopter Textron Inc. Low-height tunable tilt rotor downstop
WO2002027210A1 (fr) * 2000-09-26 2002-04-04 Bell Helicopter Textron Inc. Procede et dispositif d'isolation amelioree contre les vibrations

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3107882A (en) * 1962-08-10 1963-10-22 Electric Auto Lite Co Yaw control system for vtol tilt wing aircraft
US3666209A (en) 1970-02-24 1972-05-30 Boeing Co V/stol aircraft with variable tilt wing
EP0416590A2 (fr) 1989-09-08 1991-03-13 Dornier, Conrado Avion avec nacelles motrices basculantes autour d'un axe transversal
US5094412A (en) 1989-10-13 1992-03-10 Bell Helicopter Textron Inc. Flaperon system for tilt rotor wings
US5054716A (en) 1989-10-16 1991-10-08 Bell Helicopter Textron Inc. Drive system for tiltrotor aircraft
US5405105A (en) * 1993-05-28 1995-04-11 Hudson Valley V/Stol Aircraft, Inc. Tilt wing VTOL aircraft
FR2791319A1 (fr) 1999-03-25 2000-09-29 Eurocopter France Aeronef convertible a rotors basculants
FR2791634A1 (fr) 1999-03-30 2000-10-06 Eurocopter France Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6695254B2 (en) 2002-03-20 2004-02-24 Eurocopter Rotary-wing aircraft rotor with constant velocity drive
US6712313B2 (en) 2002-03-28 2004-03-30 Eurocopter Constant velocity drive rotary-wing aircraft rotor with torque splitting differential
US9994312B2 (en) 2013-05-16 2018-06-12 Ihi Corporation Vertical take-off and landing aircraft
CN105775121A (zh) * 2014-12-26 2016-07-20 深圳智航无人机有限公司 一种变翼式无人机及其方法

Also Published As

Publication number Publication date
FR2798359A1 (fr) 2001-03-16
DE60006831D1 (de) 2004-01-08
JP4405704B2 (ja) 2010-01-27
US6607161B1 (en) 2003-08-19
EP1212238B1 (fr) 2003-11-26
CA2382879A1 (fr) 2001-03-22
JP2003509276A (ja) 2003-03-11
EP1212238A1 (fr) 2002-06-12
FR2798359B1 (fr) 2001-11-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1212238B1 (fr) Perfectionnements aux aeronefs convertibles a rotors basculants
EP0254605B1 (fr) Dispositif directionnel et stabilisateur à rotor anti-couple caréné et incliné et à empennage en "V" dissymétrique, et hélicoptère équipé d'un tel dispositif
EP3118112B1 (fr) Aeronef combine muni d'un dispositif anticouple complementaire
EP2691299B1 (fr) Micro/nano véhicule aérien commande à distance comportant un système de roulage au sol, de décollage vertical et d'atterrissage
EP2146896B1 (fr) Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable
EP2148814B1 (fr) Hélicoptère hybride rapide à grande distance franchissable et avec contrôle de l'assiette longitudinale
EP2146895B1 (fr) Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable et rotor de sustentation optimise
EP2507130B1 (fr) Dispositif de sustentation et propulsion, et aerodyne equipe d'un tel dispositif
EP3560830B1 (fr) Giravion muni d'une voilure tournante et d'au moins deux helices, et procede applique par ce giravion
CA2817158C (fr) Procede de commande des volets d'ailes et de l'empennage horizontal d'un helicoptere hybride
FR2983171A1 (fr) Dispositif anti-couple a poussee longitudinale pour un giravion
FR2929591A1 (fr) Avion a controle en tangage et en lacet par un ensemble propulsif.
JP2002503170A (ja) 垂直離着陸を行う重航空機
FR2929243A1 (fr) Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable
FR2952612A1 (fr) Aeronef a grande distance franchissable et a vitesse d'avancement elevee en vol de croisiere
FR3052677A1 (fr) Drone comprenant des ailes portantes.
WO2019129971A1 (fr) Procede de controle de la direction d'un aeronef, ainsi qu'un aeronef adapte pour mettre en œuvre ledit procede
FR2864025A1 (fr) Procede et dispositif pour reduire par un empennage orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere
FR3078945A1 (fr) Aerodyne hybride de type vtol ou stol (basculement rotor)
WO2024074543A1 (fr) Aéronef à décollage et atterrissage vertical
FR2552395A1 (fr) Perfectionnements apportes aux helices sustentatrices pour aeronefs
FR3123320A1 (fr) Aéronef ayant au moins une hélice et une voilure tournante munie de deux rotors portés par deux demi ailes
EP0029825A1 (fr) Vehicule a "panneaux" fluidodynamiques
BE566999A (fr)

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): CA CN JP RU US

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LU MC NL PT SE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
DFPE Request for preliminary examination filed prior to expiration of 19th month from priority date (pct application filed before 20040101)
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2382879

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2000962625

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref country code: JP

Ref document number: 2001 523272

Kind code of ref document: A

Format of ref document f/p: F

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 2000962625

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 10070629

Country of ref document: US

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 2000962625

Country of ref document: EP