FR 2013095 A1 19700327 FR 6923467 A 19690710 69 23467 -I- 2013095 " La présente invention concerne les engins volants tels que les hélicoptères, ayant deux rotors tournant en sens inverses avec des pales montées de façon rigide. Dans le passé, les rotors d'aéronefs ont eu ce qu'on appelle 5 un système de rotor pivotant ou à charnière, en raison des liaisons pivotantes employées pour réunir les pales du rotor à sa tête au moyen. La tête de rotor à cardan représentée au brevet des Etats Unis n° 2.980.186 est un exemple de l'un de ces rotors à pivots ; la tête de rotor à bascule représentée au brevet des Etats Unis 10 n° 3.370.809 est un exemple d'un autre, et le système de rotor articulé du brevet des Etats Unis n° 3.310.120 est un exemple d'un autre encore. La liaison par charnières élimine dans chaque cas une part importante des contraintes cycliques sur pales provoquées par 15 les charges des commandes imposées au système de rotor. Plus récemment le système de rotor sans charnière est venu en usage. Daps le système de rotor sans charnière, ou rigide, les pales sont fixées sur l'arbre du rotor par des liaisons par bielles ou des liaisons rigides assurant un degré de souplesse relativement limité. 2o Tous les rotors obéissent au principe de gyroscope, en ce qu' un moment de précession gyroscopique agit sur le rotor dans un plan perpendiculaire à celui dans lequel un couple est appliqué de marâe à incliner l'axe du rotor. Les systèmes de"rotors âc charnière ."qui -emploient-;un pas cyclique pour incliner le recteur de poussée du rotor dépendent du principe gyroscopique pour changer la direction 25 du recteur de poussée de manière à contrôler les déplacements de l'appareil. Dans les systèmes à rotor rigide, les principes gyros-copiques s'appliques toujours, mais comme les recteurs ascensionnels peuvent être conservés sur les rotors rigides à des positions notablement décalées par rapport à l'axe du rotor, il est possible de donner naissance a des moments de contrôle aérodynamique, directement depuis les forces aérodynamiques sur les pales, sans aoir à compter sur les moments précessionnels comme cela est nécessaire pour les rotors à charnière. Quand les moments aérodynamiques sont utilisés pour le contrôle direct de l'appareil, les moments préces- 35 sionnels gyroscopiques créés par le déplacement résultant de 1'appareil agissent toujours dans un plan perpendiculaire au plan des 69 23467 -2- 2013095 " moments de contrôle et l'attitude désirée change. Dans les systèmes de rotors en tandem, côte à côte ou coaxiaux avec rotors rigides à contre-rotation les moments gyroscopiques créés par le déplacement de l'appareil sont égaux et opposés, et 5 par suite les moments gyroscopiques s'annulent l'un l'autre sans affecter le déplacement de l'appareil. Cependant ces moments gyroscopiques ajoutent à la contrainte cyclique ijpjposée aux pales et créent des déflexions des pales. Ni cette contrainte cyclique additionnelle, ni ces déflexions de pales ne sont souhaitables. Les 10 contraintes peuvent imposer des pales plus lourdes pour assurer une espérance de durée raisonnable. Les déflexions de pales peuvent imposer des distances de séparation accrues entre les rotors coaxiaux à contre-rotation pour éviter une interférence de pales. Une faible séparation entre rotors sans problèmes de fermeture de pales est dé-15 sirable pour réduire la .€ra$néeraéfodynâfflique. La réduetion des déflexions de lames et ,1es contraintes cycliques permettent aux systèmes de rotor d'être plus petit et plus léger avec une plus longue durée de pales. ,20 L'invention est relative à l'élimination des contraintes in- \ dérisables sur les pales et des déflexions dé pales provoquées par les moments de précession gyroscopique. Le systèÉe de rotor duquel s'applique l'invention emploie des rotors à contre-rotation portant des pales à pas variable fixées rigidement. Les pales sont comman-25 dées par des plateaux oscillants permettant d'imposer aux pales des variations de pas cycliques pour donner naissance à des moments de commande aérodynamiques pour provoquer directement les déplacements de l'appareil et d'autres moments aérodynamiques pour s'opposer ou annuler les moments de précession gyroscopique associés aux dépla-30 cernents de l'appareil. Les déplacements de l'appareil peuvent être provoqués par les rotors ou par des surfaces de commande complémentaire de l'appareil dans le cas d'un appareil mixte ayant à la fois des rotors et des surfaces fixes de côBunande. Selon une réalisation de 1'invention dans laquelle le système 35 de commande de rotor provoque les déplacements de l'appareil, les moments de commande aérodynamique et d'annulation prennent naissan 69 23467 -3- 2013095 " ce à partir de l'accouplement croisé des commandes de pas cyclique longitudinal et latéral des rotors. Cela signifie que quand le pilote amorce une commande de roulis, une commande correspondante prend automatiquement naissance sous l'effet de l'accouplement croi-5 sé caractéristique, de manière à introduire une commande cyclique de tangage ou longitudinal qui est appliquée simultanément aux rotors. Inversement si le pilote amorce une commande de tangage vers l'avant ou l'arrière, il prend simultanément naissance une commande cyclique de roulis, ou latérale. 10 C'est un fait bien connu que les moments de précession gyros copique agissent sur le rotor dans un plan ayant tourné de 90° dans la direction de la rotation des pales depuis le point d'application des forces aérodynamiques. C'est pour cette raison que 1'accouplement d'une commande de pas cyclique ayant une caractéristique azimutha-15 le, par exemple latérale, longitudinale ou intermédiaire, déplacée de 90° depuis la commande donnée, produit un moment aérodynamique annulant le moment de précession gyroscopique. Les moments de précession sur des rotors à contre-rotation sont égaux et opposés. Les commandes couplées doivent donc être égales et opposées, et on les 20 désigne dans leur ensemble par commande différentielle cyclique de pas. Le facteur d'accouplement croisé des commandes cycliques de pas longitudinales et latérales est pratiquement une constante de proportionalité, et on a démontré qu'il est approximativement égal 25 à A V 4m0K P R.c.a.I. • dans' laquelle m est là masse de la pale par unité de "longueur d'envergure m0 est la masse par unité de longueur de la tige de pale K =\ 30 avec"^ étant' la variation de la deflexion de la pale avec le rayon dans le premier mode de courbure de pale R est 3e rayon du rotor 69 23467 -4- 2013095 pest la densité de l'air c ëst la corde de la pale à 0,75 R a est la pente de la courbe d'accroissement de section de la pale et, Pour introduire l'accouplement croisé des commandes de pas cyclique, il est possible, selon, une réalisation de l'invention, de réaliser une liaison de groupement spécial entre l'organe de contrôle du pilote et les plateaux oscillants pour chaque rotor, as-10 surant automatiquement l'accouplement dans les proportions choisies à l'avance. Selon une autre réalisation, on réalise l'accouplement croisé en reliant ensemble les plateaux oscillants et les rotors respectifs avec un angle de phase pré-établi entre l'entrée du plateau de roulis ou de tangage et la tige-poussoir de la pale de ro-15 tor, en produisant un moment de tangage ou de roulis, respectivement. Cet angle de phase est égal à un angle dont la tangente est égale à la proportion d'accouplement choisie. Une commande d'écrétage est incluse de façon différentielle dans les liaisons de commande de l'appareil et comporte en elle-20 même des éléments caractéristiques d'accouplement croisé pour faire varier indépendamment les commandes de pas cyclique latéral et longitudinal. On va décrire un mode de réalisation de l'invention en se référant au dessin annexé ' sur lequel : 25 La Figure I est une présentation simplifiée d'un système de rotor coaxial à pales à rotation inverse reliées aux plateaux oscillants respectifs avec une relation de phase déterminée pour introduire le facteur d'accouplement croisé. 30. à titre comparatif, le pas cyclique d'une pale, la deflexion en bout de pale et l'angle d'attitude par rapport au fuselage, pour des systèmes de rotors avec et sans accouplement. 5 La Figure 2 est une série de graphiques faisant apparaître, La Figure I représente schématiquement deux rotors rigides 23467 -5- 2013095 ' à rotation inverse, auxquels l'invention peut s'appliquer. Le système de rotor rigide est désigné par la référence générale 10, et comporte un rotor supérieur 12 et un rotor inférieur 14. La flèche V désigne la vitesse relative de l'air par rapport au système de 5 rotors 10 en vol vers l'avant. Le rotor supérieur 12 tourne dans le sens contraire des aiguilles d'une montre quand on le regarde par dessus, et le rotor inférieur 14 tourne dans le sens des aiguilles d'une montre. Chacun des rotors 12 et 14 comporte un certain nombre de pales montées rigidement 19 et 21 respectivement, reliées 10 directement aux arbres coaxiaux 16 et 18, bien qu'une seule pale par rotor ait été représentée pour plus de simplicité. Chaque pale de rotor est montée à pas variable sur un axe d'empennage 20 ou 22, respectivement. Un plateau oscillant de type classique 24 ou 26, respectivement, est prévu pour chaque rotor, de manière à modifier 15 cycliquement et collectivement le pas des pales. Le plateau oscillant 24 se compose d'un élément fixe 28 et d'un élément 30 tournant avec le rotor 12. Entre chacune des pales 19 du rotor 12 et l'élément tournant 30 se trouve un doigt modificateur de pas 32 et un poussoir 34 pour transmettre les commandes cycliques et collec-2q tives depuis le plateau 24. De même le plateau 26 comporte un élément fixe 36 et un élément 38 tournant avec le rotor 14. Entre chaque lame 21 du rotor 14 et l'élément tournant 38 se trouvent un doigt modificateur de pas 40 et un poussoir 42. Des tiges de commande 44 et 46 sont réunies à l'élément fi-25 xe 28 du plateau oscillant 24 pour transmettre les commandes cycliques et collectives du pilote au rotor supérieur 12. Des tiges de commande supplémentaire, opérant conjointement aux tiges 44 et 46 peuvent être reliées au plateau 24, diamétralement opposées aux tiges 44 et 46 pour définir complètement la position du plateau 24; 30 cependant ces tiges ne sont pas représentées, pour plus de simplicité, et, en l'absence de commandes collectives de pas, on peut considérer que le plateau oscillant bascule autour d'un centre géométrique fixe. De manière similaire, des tiges de commande 48 et 50 sont réunies à l'élément fixe 36 pour commander la position du 35 plateau 26. 69 23467 -6- 2013095 " A l'extrémité opposée des liaisons de commande du rotor se trouvent le manche de manoeuvre manuelle du pilote 52, un levier d'ammortissement (ou égalisation) de roulis 54 et un levier d'amortissement (ou égalisation) de tangage 56. La manche 52 est réuni 5 à la carlingue par une chape permettant son pivotement universel. Quand elle est actionnée vers l'avant et l'arrière, le manche 52 actionne une tige 60, un renvoi 62, une tige 64 et des tiges de contrôle 66 et 68 solidaires longitudinalement. Quand on manoeuvre le manche 52 vers la gauche ou la droite, il actionne une tige 70, 10 un renvoi 72, une tige 74 un renvoi 76, une bielle 78, des renvois 80 et 82 et des tiges de crontôle latéral 84 et 86. On notera que la translation du renvoi 82 par le renvoi 80 provoque le déplacement simultané des tiges 84 et 86, tandis que la rotation du renvoi 82 provoque le déplacement différentiel des tiges 84 et 86. 15 Les tiges 66, 68, 84 et 86 sont réunies positivement aux ti ges 45, 50, 48 et 44. respectivement, cependant, les connexions par tiges sont représentées interrompues, pour indiquer que des liaisons de mélangeage peuvent être incorporées de manière à ajouter 25 Les déplacements vers l'avant et l'arrière do manche de man oeuvre 52 provoquent donc le basculement des deux plateaux oscillants 24 et 26 autour de leurs axes latéraux 88 et 90, respectivement et les déplacements vers la gauche ou la droite du manche provoquent le basculement des plateaux oscillants 24 et 26 autour de 30 leurs axes longitudinaux 92 et 94 respectivement. Les leviers d'égalisation 54 et 56 sont prévus pour .mélanger les mouvements, à la fois des tiges de contrôle longitudinal 66 et 68 et des tiges de contrôle latéral 84 et 86 dans les proportions préselctionnées,. à des fins qui seront exposées plus loin. Le le-35 vier d'égalisation de roulis 54 est relié par une biellette 96 à 23467 -7- 2013095 une baice de répartition proportionnelle 98, qui est à son tour reliée par une bielle 100, un renvoi 102, aux tiges 66 et 68 et par une bielle 104, un renvoi 106 et une bielle 108 aux tiges 84 et 86. Le levier d1 agalisatior^de tangage 56 est relié par une bielle 110 5 à la barre de répartition profportionelle 98, mais en un point différent de cette barre. La proportion précise de mélangeage selon laquelle les leviers d'égalisation 54 et 56 déplacent les paires de tiges 66-68 et 84-86 est déterminée par la séparation entre les points de jonction sur la barre de répartition 98. 10 FONCTIONNEMENT On notera, d'après la Figure I, que les tiges-poussoirs 34 et 42 seront déplacées, dans le sens de rotation des pales, d'un angle Çf depuis les tiges 46 et 50 transmettant les commandes de tangage quand les pales 19 et 21 seront alignées avec les axes lon-15 gitudinaux 92 et 94. Il s'ensuit également que les tiges poussoirs 34 et 42 seront de même déplacées depuis les tiges 44 et 48 transmettant les commandes de roulis quand les pales seront alignées avec les axes latéraux 88 et 90. L'examen de cette relation de phase angulaire entre les commandes adressées atix plateaux oscillants 20 et les pales indique qu'il existe un accouplement mutuel entre les commandes cycliques latérales agissant sur le roulis et celles agissant sur le tangage de l'appareil. Par exemple, la pale 19 du roter supérieur est alignée avec l'axe latéral 88, et dans cette position produit un moment de roulis aérodynamique pur. On reconnaîtra ce-25 pendant qu'avec la connexion de la tige 34 située à un azimuth du plateau oscillant situé à un angle 0 depuis l'axe latéral 88, le pas de la pale 19 est affecté à la fois par la tige 66 et la tige 86. Quand la pale 19 et la tige poussoir 34 ont tourné de 90°, la pale 19 est alignée avec l'axe longitudinal 92, et par suite, bien qu' 30 en position pour produire un moment de tangage pur, subit à la fois l'action des tiges 66 et 86. Il existe donc un accouplement mutuel entre les commandes de roulis et de tangage, ce qui signifie qu'une pale alignée avec l'un ou l'autre deçéxes longitudinaux et transversaux subira à la fois l'action des commandes de pas cyclique la-35 térales et longitudinales, et qu'inversement une commande de pas 69 23467 -8- 2013095 cyclique latérale ou longitudinale pure provoquera un moment aérodynamique comportant des composantes à la fois latérales et longitudinales. Cet accouplement mutuel, réglé en phase de manière appropriée , 5 est précisément ce qui est nécessaire pour produite un moment de contrôle aérodynamique primaire directement depuis la commande de pas cyclique longitudinale ou latêrâle donnée, et tjn moment aérodynamique additionnel correspondant à la commande de pas cyclique couplée , pour s'opposer au moment de précession gyroscopique qui s'en-10 suit. Le réglage de phase approprié est acquis par l'angle 0 de la pale subissant la commande. Chaque commande d'attitude introduit donc effectivement de façon automatique une commande de pas cyclique déphasée de manière appropriée pour donner naissance à un moment aérodynamique sur les pales du rotor, s'opposant au moment de 15 précession gyroscopique accompagnant la modification d'attiflude commandée. Bien que les commandes de pas cyclique puissent être analysées séparément, il est bien entendu que les deux commandes sont, en fait, superposées pour former une troisième commande de pas cyclique résultante se traduisant par le basculement du plateau 20 oscillant. Le facteur d'accouplement mutuel est déterminé par l'angle 0 sur la figure I. Si la commande de pas cyclique longitudinale pour les deux rotors est représentée par A, et la commanderas cyclique latérale pour les deux rotors est représentée pour Bj, le facteur 25d'accouplement latéral, Aj/Bj et l'angle 0 sont liés par l'équation 0 = tg """(Aj/B^.) On notera que le facteur d'accouplement longitudinal et le facteur d'accouplement latéral sont les mêmes, c'est-à-dire que la proportion de cyclique latéral B , couplée à une unité de cyclique longitudinale est numériquement égale à la proportion de cyclique longitudinal Aj couplée à une unité de commande cyclique latérale. Une analyse a montré que, pur l'annulation du moment de précession gyroscopique, le facteur d'accouplement est donné par la relation - „ 4 m0K f> Real 69 23467 ~9- 2013095 dans laquelle m est la masse de la pale par unité de longueur d'envergure. Ho étant la masse par unité de longueur de la tige de pale, K est donné par l'équation 5 k-1 V ^ 5 I mo w r2 dans laquelle est la variation de la défexion de la pale avec le rayon dans le premier mode de courbure de la pale ^est la densité de l'air 10 £ est la corde de la pale à 0,75 R ci est la pente de la courbe d'ascension de la section de. la pale, et I est donné par l'équation Le facteur d'accouplement varie légèrement avec la vitesse 15 d'avancement ou le taux d'avance du système de rotor ; cependant cette variation est une variation du second ordre, et la formule ci-dessus est une approximation précise pour les applications pratiques . Les résultats d'une étude analytique de la déflexion de lame 20 de rotor et de l'effet sur l'attitude du fuselage d'un hélicoptère avec et sans accouplement sont représentés aux graphiques de la figure 2. Les trois graphiques montrent, à titre d'exemple, le comportement dans le temps de commandes d'introduction de :pas cyclique, de la défexion des extrémités de pales pour un rotor ayant un rayon 25 de 6 m, et de l'angle de roulis du fuselage au cours d'une manoeuvre de roulis en planant. Les courbes en trait plein indiquent le résultat sans acsouplement latéral-longitudinal et les courbes en pointillé indiquent le résultat avec accouplement, La commande de pas cyclique, introduite par le pilote, Bj,. sans accouplement,' est 30 une commande de montée exigeant 0,3 secondes pour atteindre le pas nécessaire pour un rythme de roulis-de I radian par seconde. La 69 23467 -10- 2013095 déflexion totale d'extrémité sans pas cyclique couplé est de ^ 0,336 m. Dans un système de rotors coaxiaux, cette deflexion de bout de pales exige un espacement minimum de moyen de 0,672 m pour cette manoeuvre. Les courbes en pointillé représentent le système couplé 5 avec un facteur d'accouplement du pas cyclique latéral au pas cyclique longitudinal Bj/Aj de 1/3. On notera en particulier que la commande couplée Aj, est trois fois plus importante que la commande primaire, Bj, bien que les rotors plus légers ayant de plus faibles moments d'inertie donnent naissance à des moments de précession 10 plus faibles et exigent l'introduction de commandes moins importantes . Le graphique de pas cyclique indique les commandes ascensionnelles introduites Aj et B^ couplées pour le àôme degré de roulis du fuselage. Les deflexions de bouts de1 pales du système couplé n' 15 interviennent que pendant les conditions transitoires, et atteignait un maximum de 0,108 m. Dans un système à rotors coaxiaux, cette de-flexion exigerait un.espacement minimum des moyens de 0,216 m pour cette manoeuvre. Une comparaison des deflexions de bouts de pales pour les 2q systèmes avec et sans accouplement révèle deux faits importants. Avant tout, le maximum de deflexion de bout de pale du système couplé a été notablement réduit. Ensuite, les deflexions de bout de pale dans le système couplé sont nulles au cours du roulis à l'état fixe en raison de l'annulation des moments de précession gyrosco-25 pique. Dans le système sans accouplement les deflexions d'extrémités persistent aussi longtemps que le degré de roulis constant est maintenu. Les déflexions de bouts de pales sont naturellement directement liées aux contraintes cycliques des pales, et par suite le système couplé élimine également les contraintes cycliques qui ac-30 complagnent le degré de roulis stable. Les avantages notables du système couplé sont la réduction de la deflexion des pales et des contraintes cycliques sur pales sans perte sur la sensibilité du fuselage au roulis. Comme exposé ci-dessus, l'accouplement des flamandes de pas 35 cyclique latéral et longitudinal est obtenu, dans la réalisation 69 23467 -II- 2013095 de la figure I, par l'angle de déphasage Çf qui, une fois déterminé par montage, ne peut plus être modifié pour éliminer la commande introduite couplée. Un mécanisme d'écrétage est nécessaire pour donner naissance à des moments purement latéraux en longitudinaux. Les le-5 viers d'écrétage de moment de roulis et de moment de tangage 54 et 56 sont prévus à cet effet et déplacent les tiges 66-68 et 84-86 en relation proportionnelle, ce qui produit effectivement la variation de pas cyclique pur, c'est-à-dire sans introduction couplée sur l'un ou l'autre rotor. Cette relation proportionnelle est éta-10 blie par la dimension appropriée des connexions à la barre de répartition proportionnelle 98, et doit être fixée en fonction du facteur d'accouplement et de l'angle ÇS. Pour un facteur d'accouplement de 3/1, représenté sur les graphiques, le rapport des dimenacns entre les connexions de la gauche vers la droite doit être de 0,36, 15 1,0 et 0,5 en supposant que les autres avantages mécaniques sont les mêmes dans les liaisons séparées de la barre 98 aux tiges 46, 50 et 44, 48. Les leviers d'écrétage permettent d'imposer un pas cyclique latéral pur ou longitudinal pur aux rotors quand on désire des mop • 20 ments aérodynamiques, mais que l'on ne s'attend pas à des moments de précession gyroscopique. Par exemple, si le centre de gravité de l'appareil est déplacé le long de l'axe longitudinal, en raison de la présence d'une charge dans l'appareil, on déplace le levier d'écrétage du moment de tangage 56, de manière à produire un mo-2^ ment aérodynamique stable compensant le décalage. Une fonction légèrement différente est accouplée par le levier d'écrétage de moment de roulis 56. Il est parfois désirable de produire sur les rotors des moments de roulis égaux mais opposés, et ainsi de décaler latéralement les secteurs ascentionnels individuels des rotors sur 30 les cotés opposés de l'appareil. Le levier d'écrétage 54 est réuni par les liaisons de mélangeage, à chacun des rotors à cet effet. Bien que l'on ait décrit et illustré un mode de réalisation de l'invention, des variantes pourront en être conçues sans s'écarter de son cadre. Ainsi par exemple bien que le facteur de coupla-35 ge soit introduit par l'angle de phase Çf dans la tête du 'rotor, on 69 23467 -12- 2013095 pourrait obtenir le couplage mutuel par un embiellage mutuel approprié situé entre les commandes de pilotage et les plateaux oscillants, et interconnectant les liaisons de contrôle de pas cyclique latéral et longitudinal. Ces laisons mutuelles pour le couplage des 5 commandes par ailleurs indépendantes sont connues, par exemple par le brevet US 3,199,601, et la liaison entre les leviers d'écrétage 54-56 et les tiges 44,46, 48, 50 en est un exemple concret dans lequel existent différentes constantes de proportionnalité. On comprendre facilement qu'avec le couplage réalisé par une telle liai-10 son mutuelle, le déplacement de l'appareil dont provient les comnari des gyroscopiques n'a pas besoin d'être produit par la variation de pas cyclique des rotors, mais peut par contre résulter de là panoeù vre d'une autre surface de contrôle de l'appareil, telle cju'un aileron ou un gouvernail de profondeur manoeuvré depuis le manche 52. 15 L'invention n'est donc pas limitée à la réalisation décrite et illustrée, mais couvte au contraire toutes les variantes et tous les autres modes de réalisation. V baB original 1 69 23467 -13- 2013095 REVENDICATIONS 1- Appareil volant comportant deux rotors propulseurs tournant à contre-sens, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour provoquer un déplacement de l'appareil autour d'un axe différent de l'axe des rotors, et des moyens pour donner naissance, sur chaque 5 rotor, à un moment aérodynamique réduisant les moments de précession gyroscopique déterminés par le déplacement de l'appareil. 2- Appareil selon I, caractérisé en ce que les moyens pour produi-' re le déplacement de l'appareil sont chacun des rotors. 3- Appareil selon 1 ou 2, caractérisé en ce que les deux rotors 10 à rotation inverse sont montés coaxialement. 4- Appareil selon une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisé en ce que les moyens pour produire le déplacement de l'appareil consistent en des moyens pour modifier le pas des pales de chaque rotor de manière cyclique selon une première commande de 15 pas cyclique, pour provoquer le déplacement de 1'appareil par des moments de contrôle du rotor, et les moyens pour provoquer sur chaque rotor un moment aérodynamique produisant de façon correspondante une seconde commande de pas cyclique pour chaque rotor, la seconde commande étant déphasée de 90° par rapport à la première 20 et lui étant superposée de manière à fournir une troisième commande de pas cyclique résultante. 5- Appareil selon une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les moyens pour produire le déplacement de l'appareil consistent en des moyens pour provoquer des commandes de pas 25 cyclique latérales et longitudinales pour chaque rotor, et les moyens pour donner naissance à un moment aérodynamique sur chaque rotor consistent en des moyens montés entre les moyens d'action et les pales de chaque rotor pour coupler une portion présélectionnée des commandes de pas cyclique latérales et longitudinales. 30 6- Appareil selon 5, caractérisé en ce que les moyens de couplage accouplent additionnellement une portion présélectionnée des commandes de pas cyclique longitudinales avec les commandes de pas cycliques latérales. 7- Appareil selon 5 ou 6, caractérisé en ce que les moyens d'action V T ©AD GBlGlNAL 69 23467 -14- 2013095 consistent en un moyen oscillant pour chacun des rotors respectifs, chaque plateau comportant des éléments d'entrée recevant les commandes latérales et longitudinales et un élément de sortie tournant avec le rotor considéré, et les moyens de couplage sont interposés 5 entre les éléments rotatifs des plateaux oscillants et les pales des rotors respectifs. 8- Appareil selon 7, caractérisé en ce que les moyens de couplage consistent en des connexions allant de chaque pale à l'élément rotatif du plateau oscillant respectif, les connexions de chaque 10 pale étant déplacées dans le plan du plateau oscillant d'un angle 0 depuis l'élément d'entrée de commande longitudinale quand la pale correspondante est alignée avec l'azimuth longitudinal du rotor. 9- Appareil selon 8, caractérisé en ce que l'angle est un déplacement en avant de l'élément d'entrée dams la direction de rotation 15 de la pale, et est égal à l'angle dont la tangente est la portion présélectionnée de pas cyclique latéral par rapport au pas cyclique longitudinal» 10- Appareil selon 5 ou 9, caractérisé en ce que la portion présélectionnée est déterminée par la relation avec^w = variation de la déformation de la pale avec le rayon dans le premier mode de flexion de la pale. 30 R = rayon du rotor p = densité de l'air ç = corde de la pale à 0,5 R a. = pente de la courbe d'accroissement de section de la pale et, 20 4 m„K O étant la masse par unité de longueur de la tige de pale. 25 R dr 35 Bad Original 69 23467 -15- 2013095 11- Appareil selon une quelconque des revendications 5 à ÎO, caractérisé en ce que des moyens d'écrétage sont prévus pour faire varier indépendamment les commandes de pas cyclique longitudinale et latérale. 12- Procédé pour faire voler un appareil comportant deux rotors à rotation inverse, caractérisé en ce que l'on prévoit une commande modification d'attitude de l'appareil par rapport à un axe normal à l'axe du rotor, et l'on provoque la naissance de moments aérodynamiques sur chaque rotor pour s'opposer aux moments de précession gyroscopique des rotors déterminés par le changement d'attitude de l'appareil. 13- Procédé selon 12, caractérisé en ce que l'on fait varier cycli-quement le pas des pales de chaque rotor pour modifier l'attitude de l'appareil. 14- Procédé selon 12, caractérisé en ce que 1'on prévoit une commande pour au moins une surface de contrôle dé l'appareil pour modifier l'attitude de l'appareil. 15- Procédé selon une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisé en ce que l'on accouple à la commande de changement d'attitude une commande différentielle de pas cyclique pour les pales des deux rotors ascensionnels, la commade;f(e pas cyclique pour chaque rotor ayant une caractéristique azimuthale associée à une direction déplacée de 90° depuis la direction donnée pour s'opposer aux moments de précession gyroscopique sur les rotors.