Brevet FR2057036A1 — publié le 19710507

i 2057036 La présente invention concerne un aêrone;f ayant deux dispositifs producteursde sustentation et une méthode pour opérer un tel aéronef et plus particulièrement l'invention concerne un aéronef ayant deux rotors rigides de sustentation. Les développements récents, concernant les aéronefs ont démontré les avantages d'un système de rotor rigide dans lequel les pales sont reliées au moyen du" rotor sans charnières ni membres fléchissants. Avec de tels rotors, le battement des pales est empêché et avec trois ou plus de pales, il est possible d'avoir des résultantes de vecteurs - de poussée constante qui sont décentrées de l'axe du rotor. Cette capacité permet au rotor rigide de prendre avantage de la dissymétrie du vent relatif le long des pales d'un rotor en rotation avançant à travers l'air- Les pales avançantes, c'est-à-dire les pales sur le côté du rotor se déplaçant généralement dans la direction de vol, ont une plus grande force de sustentation que les pales trainantes, c'est-à-dire celles sur le côté opposé au rotor se déplaçant généralement dans la direction opposée à celle du vol. Lorsque les pales avançantes produisent une force de sustentation plus en ligne avec leur capacité plutôt que d'être restreintes à une force de sustentation égale à celle des pales trainantes, la poussée résultante du rotor sera décentrée ou déportée latéralement sur les pales avançantes. Un hélicoptère avec des rotors rigides utilisant ce mode de pales avançantes et une méthode pour faire voler un tel hélicoptère sont décrits dans le brevet n° 3.409.249 des E.U.A. D'après ce brevet le coefficient de planement optimal pour un système de rotor rigide peut être obtenu en coordonnant avec précision la quantité de déportation du vecteur de sustentation avec le rapport d'avance du rotor. Un tel système demande soit un travail sugiémentaire du pilote, ou nécessite un appareil spécial pour introduire indépendamment.la quantité exacte de pas cyclique latéral à chacun des deux rotors rigides coaxâaux en fonction du rapport d'avance. A cet égard, l'expression pas cyclique latéral concerne le pas cyclique qui crée un moment de roulis autour de l'axe longitudinal de l'aéronef, et, de même, l'expression pas cyclique longitudinal concerne le pas cyclique qui crée un moment de tangage autour de l'axe latéral de l'aéronef. Un tel appareil spécial est nécessaire pour un contrôle précis de la déportation du vecteur de portance ; il est cependant désirable d'utiliser les principes de base du système sans dépendre d'une telle sophistica 70 29144 2 2057036 tion des pièces constructives d'un tel système. Il a été découvert qu'un système hautement simplifié peut être employé pour obtenir les bénéfices substantiels du concept,.des pales avançantes sans la sophistication suggérée par le brevet susmentionné. La présente invention concerne le contrôle ou la commande de rotors .rigides capables de porter des vecteurs désaxés de sustentation et représente une amélioration de la méthode et de l'ap-, pareil pour réaliser les bénéfices d'opérer les rotors de sustentation avec des vecteurs de sustentation constamment désaxés. Plus particulièrement,, la présente invention concerne un appareil de commande qui rend le pas cyclique latéral dépendant du pas général des pales des,rotors, L'invention divulgue un appareil qui règle automatiquement le pas cyclique latéral en fonction du pas général. La relation fonctionnelle est une proportionnalité indirecte. Le réglage est réalisé par un mécanisme de.^couplage ou de combinaison. :Les commandesde contrôle normales latérales et longitudinales du pas cyclique sous le contrôle du pilote peuvent être superposées aux signaux combinés quelconques pour obtenir les moments de roulis ou de tangagé conventionnels pour la manoeuvre de.1'aéronef. En outre, l'invention envisage un mécanisme de verrouillage ou de détente qui maintient le. pas général des pales de rotors et par conséquent, la constante de la composante cyclique latérale couplée a une vitesse de transition choisie en vol à vitesse élevée.. Au-dessus de cette vitesse de transition, un dispositif auxiliaire de propulsion en avant est le contrôleur principal de la vitesse en avant. A des vitesses plus élevées, la manoeuvre peut être réalisée d'une façon semblable à celle d'un aéronef à ailes fixes au moyen du levier de commande conventionnel du pas cyclique et du dispositif de-propulsion auxiliaire. L'invention peut être.incorporée dans tout aéronef ayant un système de rotor rigide. Un tel aéronef peut incorporer un seul .rotor rigide-qui fonctionne conjointement avec une surface d'aile fixe. L'aile fixe produit un moment de roulis égal et opposé pour annuler le-moment de roulis créé par le vecteur désaxé de sustentation du système de rotors. L'invention peut aussi être uti lisée dans un aéronef ayant des systèmes de rotors coaxiaux ou déportés. . "D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre 70 29144 3 2057036 d'un (ou de plusieurs) exemple (s) de réalisation et en se référant aux dessins annexés, dans lesquels : La figure 1. est un schéma montrant les interconnexions des leviers de commande du pas cyclique et du pas général avec les pales d'un système a rotor coaxial rigide. La figure 2. est une vue d'un mécanisme de combinaison qui combine les commandes de- pas cyclique et de pas général pour l'hélicoptère ayant deux systèmes de rotor rigide utilisant cette invention. La figure 3. est une couche montrant la relation entre l'attitude du fuselage et la vitesse en avant en vol direct pour hélicoptères de différents tonnages. La figure 4. est une courbe montrant la relation fonctionnelle du pas général et du pas cyclique latéral couplé qui produit la déportation du vecteur de sustentation du rotor et la variation du pas général et du pas cyclique couplé avec la vitesse en avant- La figure 1. montre un système de commande pour le fonctionnement des pales d'un rotor rigide coaxial sous une forme schématique. Un levier cyclique conventionnel ÎO est couplé par les tiges de commande cyclique 12 et 14 à 1*unité mécanique dé combinaison 16. Un levier du pas cyclique général conventionnel 18 est aussi couplé au moyen de tiges 20 à l'unité de combinaison 16. Si cela est désiré, des signaux de stabilisation ou de navigation automatique peuvent être ajoutés différentiellement avec les commandes cyclique et générale au moyen d'un jeu de servos auxiliaires désigné généralement par la référence numérique 22. L'unité de combinaison 16 combine les commandes de pas cyclique et de pas général dans une forme qui est appropriée pour le fonctionnement des servos latéraux 24 et 26 et des servos longitudinaux 28 de chacun des systèmes de rotors. L'unité de combinaison 16 et les servos principaux du rotor sont interconnectés / par les liaisons 30, 32 et 34. Les leviers de mise en action et les tiges de commande pour les rotors respectifs sont désignés par les mêmes références numériques avec le suffixe "a" pour le rotor inférieur 36 ira" et le suffixe "b" pour le rotor supérieur 36 "b". Pour une description générale des deux rotors les suffixes sont omis. Tandis que la convention n'est pas uniforme, il faut noter qu'une référence aux servos latéraux; est une référence faite 70 29144 4 2057036 aux servos qui permettent un changement cyclique du pas des pales de façon à produire des moments de roulis autour de 11axe longitudinal. De même, une référence aux servos longitudinaux est une référence faite aux servos qui permettent un changement cyclique du pas des pales de façon à produire des moments de tangage autour de 1'axe latéral-d'un.aéronef. Les commandes de pas cyclique et général sont transmises aux pales de chaque rotor au moyen de plateaux oscillants conventionnels 38 ayant un plateau fixe relié aux servos 24,26, 28 et trn plateau rotatif relié aux pales du rotor au moyen d'une corne 42 de changement du pas. Les cornes de changements du pas forment un bras à rayon à partir des axes de variation de pas des pales et permettent une variation du pas des paies par une rotation des pales autour des axes de variation de pas. Il n'y a pas d'axes ou de membres fléchissants qui permettent des mouvements de battement de la pale par rapport au moyen du rotor. Cette construction caractérise le rotor rigide ét permet au rotor de porter un vecteur de poussée fortement désaxé. Bien que seulement une pale soit représentée pour chaque rotor, il faut noter que chaque rotor comporte au moins trois pales montées d'une façon rigide. Tel que montré schématiquement les connexions entre le plateau oscillant 38 "a" et les pales 40 "a" du rotor inférieur \ sont extérieures à l'arbre de rotor 44 "a". Les connexions entre le plateau oscillant 38 "b" et les pales 40 "b" du rotor supérieur sont montrées schématiquement à 1'intérieur de 1'arbre de rotor 44 "b" pour des raisons de simplicité. Une construction détaillée d'un système de rotor coaxial avec des plateaux oscillants indépendamment est représentée dans le brevet mentionné n° 3.409.249. Les rotors 36 de la figure I. sont montrés avec les pales 40 se prolongeant dans des directions latérales. La pale 40 ,ra" doit être considérée comme se prolongeant du côté de droite de l'aéronef et. tournant dans le sens contraire aux aiguilles d'une montre tel que vu du dessus et la pale 40 "b" se prolonge vers la gauche de l'aéronef et tourne dans le sens des aiguilles d'une montre. Tandis que les servos latéraux 24 et 26 sont montrés dans un plan vertical défini par les pales' de rotor 40, il est entendu qu1en réalité les servos peuvent être déplaçés autour du rotor dans la direction de rotation des pales de façon que les connexions de tige—poussoir vers l'arête avant des cornes de changement de pas 42 n'introduisent pas un couplage croisé entre les commandes de pas cyclique 70 29144 5 2057036 longitudinal et latéral. Avec une telle position des servos, l'opération différentielle des servos latéraux 24 et 26 produirait une inclinaison du"plateau oscillant 38 qui introduit purement un-pas cyclique latéral et par conséquent, un moment de roulis autour de l'axe longitudinal de l'aéronef. Afin de changer le pas général des pales, les servos latéraux'24 et 25 et' les servos longitudinaux 28 doivent être mis en action ensemble pour lever 'ou abaisser le plateau oscillant 38. - La figure 2. montre l'unité de combinaison 16 plus en détails:. Il-faut se "rappeler que'la fonction générale de l'unité de combinaison 16 est la translation des commandes de pas général et cyclique produits par les leviers'de commande lD et 18 de la 'figure 1. en déplacements qui peuvent être utilisés par les trois servos du plateau oscillant de chaque rotor. A cette fin, le mécanisme'montré sur la figure 2 fournit la mise en action différentielle né'céssaire des'tïgës 30' et 32 en réponse à un déplacement de la- tige 1-2 -de commande dû pas cyclique latéral et la mise en action des tiges 24 en réponse à un déplacement de la tige 14 de commande du pas' cyclique longitudinal i, En plus, le mécanisme met en action les tiges 30, 32 et 34 en réponse à un mouvement d'entrée de la tige de commande générale 20. Une particularité 'importante de l'invention est le fait que l'unité de combinaison 16 augmente le pas cyclique latéral de zéro, lorsque le pas général diminue d'un réglage non zéro pour déplaçer latéralement les vecteurs de sustentation d'une façon contrôlée sur les pales avançantes. Cette variation du pas général et dupas cyclique latéral est désignée par une proportionnalité indirecte et doit être distinguée d'une proportionnalité directe dans laquelle le changement par quantité différentielle du pas général d'une valeur zéro est accompagnée par un changement proportionnel du pas cyclique latéral d'une valeur zéro. Un tel couplage directement proportionnel est connu par l'état de la technique tel que représenté par le brevet des E.U.A» n° 3.199.601. Pour des raisons de définition, une augmentation du pas cyclique latéral provoque une diminution du pas de la pale avançante. Cette définition est la définition mathématique utilisée couramment. Une valeur zéro du pas "général est définie comme étant le pas général qui produit un^vecteur de poussée ayant une grandeur nulle. L'unité de combinaison 16 est constituée fondamentalement d'un arbre 50 monté pivotant dans l'aérdnef et d'un jeu double de 70 29144 6 2057031 leviers de liaison pour chaque rotor. Les leviers de liaisons correspondants pour les différents systèmes de rotor sont désignés par les mêmes références numériques r,vec les suffixes "a" et "b". pour distinguer les rotors respectifs entre eux. Les manivelles 52, 54, 56 et 58 sont montées pour tourner à la tige 50» Le bras 60 est monté pivotant sur la tige 50 et le mouvement pivotant du bras-60.autour de la tige50 est commandé par la tige 62. Il est. facile de voir qu'un déplacement de la tige 62 met en action les tiges 30 et 32 au moyen de l'inclinaison différentielle des leviers coudés 64 et 66. La mise en action différentielle des tiges 30 et 32 est le mouvement qui est précisément nécessaire pour incliner le plateau oscillant 38 (figure 1) et introduit des changements de pas cyclique latéral aux pales 40 du rotor. Par conséquent, la .tige 62 est associée aux commandes de pas cyclique latéral. Au moyen.de 11opération combinée de la manivelle 58, du . levier coudé 68, et du.bras 70 qui est monté pivotant sur l'arbre 50, la tige 14 de commande cyclique longitudinal.met-en action la tige 34 et- le servo-longitudinal .28.pour incliner le plateau oscillant 38 et introduit le pas cyclique longitudinal. Si la tige 62 pouvait être maintenue fixe pendant que la manivelle 52 est-mise en rotation par la.tige 20 de ccrnir.-3.nde générale, l'opération coopérative des manivelles 54 et 56 ensemble avec les leviers coudés 64 et 66 permettrait aux tiges 30 et 32 de se déplaçer ensemble plutôt que différcntiellement. Simult^c: ment, si la tige 14 de commande du pas cyclique longitudinal est maintenue fixe, 1'action coopérative des manivelles 58 et 68 et du bras pivotant 70 provoque .la tige 34 à se déplaçer aussi dans la même direction que les tiges 30 et 32 pour le changement du pas général. Tel que décrit plus complètement dans le brevet des E.U.A. _n° 3.199.601 divers facteurs de couplage général directement proportionnels peuvent être introduits entre les canaux général et cyclique en variant simplement les rayons des différentes manivelles. De cette brève description, il faut noter qu'avec un positionnement approprié des servos du plateau oscillant san S CCU'C-XclvS croisé, si les tiges 62 pouvaient se déplacer d'elles-mêmes, un pas cyclique purement latéral pourrait être introduit dans les rotors, au moyen d'une mise en action différentielle des tiges 30 et 32. Un mouvement par elle-même de la tige 14 déplaçerait las tiges 34 et introduirait un changement du pas cyclique purement BAD ORIGINAL \ COPY 70 29144 7 2057036 longitudinal dans les rotors. Si les tiges 62 et la tige 14 pouvaient être maintenues fixe, un déplacement de la tige 20 déplaçe-rait les tiges 30, 32 et 34 collectivement et introduirait par con séquent, un changement du pas général aux pales de rotor. Cependan 11 faut noter que le déplacement de la tige 62 est contrôlé par le levier de liaison différentiel 72. Ce levier 72 est à son tour contrôlé par le déplacement de la tige 12 de commande cyclique latéraleensemble avec l'étrier 76 de même qu'avec la tige 78 de couplage collectif. Puisque les manivelles 52 et 54 sont montées sur l'arbre 50, la mise en action de la tige collective 20 superposera aussi un léger déplaçement cyclique latéral sur la commande du pas général au moyen du déplacement de la tige 78, du levier différentiel 72 et de la tige 62. XI faut noter qu'un déplaçement vers le haut de la tige 12 produit un déplacement correspondant vers le haut des deux tiges 62 "a" et 62 "b". Par conséquent, l'opération différentielle des tiges 30 et 32 des rotors respectifs sera en phase, c'est-à-dire les tiges 30 "a" et 30 "b" se déplaçeront dans une direction tandis que les tiges 32 "a" et 32 "b" se déplaceront dans la direction opposée. L'inclinaison du plateau oscillant 38 "a" provoquée par ce mouvement des tiges 30 "a" et 32 "a" a le même sens que l'inclinaison du plateau oscillant 38 "b" provoqué par des mouvements semblables des tiges 30 "b" et 32 "b" puisque ces mouvements produisent des moments de roulis ayant le même sens autour de l'axe longitudinal de l'aéronef. De tels moments de roulis en phase sont le résultat du déplacement des vecteurs de poussée des rotors dans la même direction vers des positions asymétriques par rapport à l'aéronef pour contrôler l'attitude ou la manoeuvre de 1'aéronef. D'un autre côté, afin de désajer symétriquement les vecteur de sustentation sur les pales avançantes tel que décrit par le brevet des E.U.A. n° 3.409.249, il est nécessaire d'introduire r des commandes du pas cyclique latéral qui permettent 1'inclinaison des plateaux oscillants de quantités substantiellement égales mais de sens opposés parce que les pales avançantes des rotors respectifs reposent sur les côtés latéraux opposés de l'aéronef. Pour cette raison, il faut noter que les tiges 78 de couplage général provoquent la mise en action différentielle des tiges 62 en réponse à un déplacement de la tige 20 de commande cdlective. C'est cette mise en action différentielle des tiges 62 et l'in- COPY 70 29144 8 2057036 clinaison différentielle associée des plateaux oscillants 38 qui est désignée fréquemment comme pas cyclique latéral différentiel. L'expression pas cyclique latéral différentiel est une anomalie par rapport à la définition mathématique du pas cyclique latéral 5 donné ci-dessus puisque cette inclinaison différentielle du plateau oscillant augmente actuellement le pas cyclique latéral sur les deux rotors des contrarotatifs. Tel que mentionné dans le brevet n° 3.409.249, les vecteurs de sustentation ont une tendance dans l'état non contrôlé a se glisser vers l'extérieur sur les lO ■ pales avançantes avec une vitesse croissante. Par conséquent, le couplage cyclique de général vers latéral introduit pour le contrôle de la déportation restreint cette tendance au glissement en augmentant le pas cyclique latéral avec la diminution correspondante du pas générai. Ge vecteur de sustentation sera par con-15 séquent plaçë â un endroit sur la pale vers l'intérieur de l'endroit ou le vecteur serait autrement. La quantité de couplage cyclique latéral différentiel—général peut être variée en changeant le rayon des bras sur les leviers coudés 52 ou 54 ou en déplaçant le point de pivotement de l'étrier 76 sur le levier 72. 20 Pour des raisons qui seront décrites ci-après, un mécanisme de verrouillage 80 qui peut être constitué d'un plongeur mis en action électriquement ou d'une détente chargée par ressort est monté à proximité de la tige 20 de commande collective pour engager et retenir la tige de commande à un pas général choisi. 25 Une meilleure compréhension de l'utilité de l'appa reil divulgué et de sa méthode d'opération seront obtenus des figures 3 et 4. La figure 3 montre la variation de la vitesse d'avance et de l'attitude du fuselage d'un aéronef ayant des rotors rigides coaxiaux et un dispositif de propulsion auxiliaire tel 30 que divulgué dans le brevet cité n°'3.409.249. A une faible vitesse en avant le fuselage est incliné vers l'avant ou négativement avec les vecteurs de poussée du rotor similairement incliné pour accélérer de la condition ,de vol stationnaire. Lorsque la vitesse est accrue, le nez de l'aéronef est graduelle-35 ment tangué vers le haut à une vitesse en avant plus élevée. Tel que l'indiquent les trois courbes de la figure 3, l'aéronef peut être maintenu à .une attitude fixe dans le mode de vol à vitesse élevée. Les trois attitudes fixes différentes représentent des attitudes d'un aéronef donné de différents poids total. Une attitude 40 fixe plus élevée est nécessaire pour un poids total plus grand si 70 29144 9 2057036 le vol direct et à niveau doit être maintenu. La figure 4. doit être examinée conjointement avec la figure 3. et elle montre la variation avec la vitesse vraie du pas général (courbes supérieures) et le pas cyclique latéral (courbes 5 du bas) couplée avec le pas général selon les enseignements de cette invention. La relation du couplage du général vers latéral est clairement d'une proportionnalité indirecte. Lorsque le pas général diminue de la valeur de vol stationnaire, la quantité de commande de pas cyclique latéral augmente. Les différentes gammes 10 de pas général dans la gamme de vol stationnaire et de faible vitesse correspondent de nouveau à un aéronef ayant un poids total pas différent. D'une façon idéale, le cyclique latéral couple devrait toujours augmenter du pas zéro aux conditions de vol'stationnaire mais à cause de la dépendance proportionnelle du pas général, on 15 rencontre de faibles variations aux faibles vitesses avec le poids total. Ces faibles variations peuvent être tolérées et sont un compromis de valeur à l'égard de la simplification offerte par le système de couplage du général vers le latéral. Il peut être souhaitable dans certains cas de prévoir en plus un dispositif de 20 compensation pour des réglages par petites quantités du pas cyclique latéral couplé. Un tel dispositif peut être incorporé en rendant la tige de couplage 78 extensible et en fournissant une connexion dêplaçable entre.1'êtrier 76 et le levier 72. La compensation- peut être réalisée par le pilote ou par un système capteur 25 approprié. Il est à noter que le pas général peut être réglé à une seule valeur dans les régimes à vitesse élevée sans tenir compte du poids total de 1'aéronef. Le mécanisme de verrouillage 80 montré sur la figure 2. est disposé par rapport à la. tige 20 de pas général 30 pour maintenir le pas général à la valeur de vitesse élevée montrée sur la figure 4. Il peut être souhaitable de prévoir régler le mécanisme 80 de façon à pouvoir changer la valeur d'état constant du pas général à haute vitesse. Un tel dispositif de réglage peut être particulièrement préférable là où il y a aussi un dispositif 35 de compensation du pas cyclique latéral. Pendant que le pas général est maintenu constant, la vitesse en avant de l'aéronef dans les gammes de vitesse élevées serait essentiellement réglée par modulation de la poussée d'un dispositif de propulsion auxiliaire. Il est entendu que toute forme de dispositif de propulsion auxiliaire 40 tel qu'un réacteur ou moteur à hélice propulsive peut, être employé. 70 29144 10 2057036 Avec le pas général fixé aux vitesses élevées en avant, l'aéronef avec le système de rotor rigide coaxial vole avec le levier cyclique ÎO de la figure 1 essentiellement de la même façon qu'un aéronef à aile fixe. La variation de l'angle d'attaque du rotor et par conséquent la portance résultante du système de rotor coaxial est réalisée en variant la force de propulsion en avant du moteur à hélices propulsives et l'attitude du fuselage tel que monte sur là figure 3. L'angle de fuselage est contrôlé par le levier cyclique qui produit les moments de tangage autour de l'axe latéral de l'aéronef. Le levier de commande cyclique introduit aussi le pas cyclique latéral aux deux rotors pour produire des moments de roulis pour la manoeuvre de l'aéronef. Les mouvements de lacet peuvent être contrôlés par'divers moyens tel qu'envisagé par le brevet des E.U.A. n° 3.409.249 ou par une surface de commande auxiliaire tel qu'un gouvernail de direction. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation tel que montré et décrit. Pair exemple, tandis que le mode de réalisation de la figure 1 divulgue un système de rotor coaxial, il est aussi possible d'incorporer l'invention dans un aéronef qui a deux rotors désaxés latéralement l'un de l'autre. Dans un autre mode de réalisation, il ést possible qu'un seul rotor rigide pourrait utiliser l'invention conjointement avec un deuxiè-\ me dispositif de sustentation tel qu'une aile qui produirait un moment de roulis qui éliminerait le moment produit par le vecteur de sustentation désaxé latéralement. Il est aussi évident que différentes modifications des leviers de liaison des commandes particulières et des systèmes de rotor peuvent être envisagées sans sortir du cadre de 1'invention. Bien entendu diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art aux dispositifs ou procédés qui viennent d'être décrits uniquement à titre d'exemple (s) non limitatif (s) sans sortir du cadre de 1'invention. 70 29144 ii 2057036 . REVENDICATIONS 1. Aéronef ayant deux dispositifs produisant la sustentation disposés pour établir l'annulation des moments de roulis, l'un des dispositifs étant un rotor de sustentation avec des pales 5 supportées de façon rigide pour porter des vecteurs de sustentation désaxés de l'axe de rotation du rotor, un premier moyen pour introduire une variation du pas cyclique latéral des pales pour contrôler la quantité désaxé du vecteur de sustentation du rotor et un deuxième moyen pour introduire une variation du pas général 10 des pales pour varier la grandeur du vecteur de poussée du rotor, caractérisé par le fait qu'il comporte des moyens de couplage pour connecter le second moyen au premier moyen de façon à pouvoir varier le pas cyclique latéral des pales du rotor en relation proportionnelle indirecte avec le pas général des pales du rotor 15 par quoi une diminution du pas général est suivie par. une augmentation du pas cyclique latéral. 2. Aéronef selon la revendication 1., caractérisé par le fait que la relation proportionnelle indirecte est telle que le pas cyclique latéral augmente à partir d'une valeur nulle lorsque le 20 pas général diminue à partir d'une valeur supérieure à zéro. 3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par un moyen de verrouillage associé au deuxième moyen pour verrouiller le deuxième moyen et le moyen de couplage à un pas prédéterminé. 4. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à .4, 25 caractérisé par le fait que les deux dispositifs produisant la sustentation sont deux rotors rigides disposés symétriquement par rapport à l'axe longitudinal de l'aéronef, pour présenter des pales avançantes sur les côtés latéraux opposés de l'aéronef, que le premier moyen introduit une variation dupas cyclique latéral 30 des pales aux deux rotors pour contrôler la quantité désaxée des vecteurs de sustentation des deux rotors à partir des axes de rotation des rotors sur les pales avançantes/des rotors respectifs, et le deuxième moyen introduit une variation du pas général des pales des deux rotors, caractérisé par le fait que le moyen de 35 couplage relie le premier moyen au second moyen de façon à varier le pas cyclique latéral des deux rotors en relation proportionnelle indirecte en réponse à un changement du pas général des deux rotors. 5. Aéronef selon la revendication 4., caractérisé par le 40 fait que les rotors sont montés coaxialement. 70 29144 12 2057036 6. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé par le fait qu'il comporte un moyen de propulsion indépendant des dispositifs produisant la sustentation. 7. Méthode d'opération d'un aéronef ayant un dispositif de propulsion et deux dispositifs producteurs de sustentation, le premiër dispositif de sustentation étant un rotor ayant des pales à pas variable pouvant soutenir une force de sustentation désaxée de l'axe du rotor, caractérisée par le fait qu'elle permet la rotation du rotor t l'augmentation du pas des pales du rotor collectivement jusqu'à ce que l'aéronef monte ; la provision d'une force propulsive du dispositif de propulsion pour produire la vitesse en avant de l'aéronef ; diminution du pas des pales du rotor collectivement lorsque la vitesse en avant de l'aéronef est produite ; retenir la déportation de la force de sustentation du rotor du centre du rotor vers les pointes des pales avançantes du rotor simultanément avec et en réponse à la' diminution du pas des pales ; et l'équilibrage du moment de roulis provoqué par la force de sustentation désaxée avec un moment de roulis égal et opposé du deuxième dispositif produisant la sustentation. 8. Méthode selon la revendication 7., caractérisée par le fait que le deuxième/dispositif producteur de sustentation est un deuxième rotor à pales pouvant soutenir une force de susten- \ tation désaxée de 1'axe du rotor et caractérisée par une contra-rotation des deux rotors, par le réglage du pas général des pales de chaque rotor pour produire une force de sustentation sur chaque rotor, par la production d'une vitesse en avant de l'aéronef, par la diminution du pas général des deux rotors lorsque la vitesse en avant de l'aéronef est réduite, et par l'augmentation du pas cyclique latéral de chaque rotor simultanément avec et en réponse à la réduction dupas général pour restreindre la déportation de la force de sustentation de c haque rotor du centre vers les pointes des pales avançantes des rotors respectifs. 9. Méthode selon la revendication 7 ou 8, caractérisée par le fait que le pas général de l'un ou des deux rotors est maintenu constant au-dessus d'une vitesse en avant déterminée de l'aéronef .