La-présente invention concerne, dune façon générale, des éléments à surfaces portantes aérodynamiques. De tels éléments à surfaces portantes aérodynamiques conviennent en particulier pour entre utilisés en combinaison avec des rotors tels que ceux employés dans des hélicoptères ou d'autres types d'aéronefs à rotors. Pendant la marche dlun hélicoptère, il est nécessaire que chaque pale du rotor soit réglée en pas autour d'un axe longitudinal qui stétend radialement à partir du moyeu de rotor. Ce déplacement de réglage de pas des pales du rotor est nécessaire pour maintenir le niveau de vol et pour commander l'hélicoptère. Pour pouvoir effectuer le réglage de pas des pales du rotor autour de leur axe longitudinal, on monte les pales sur le moyeu du rotor par ltintermédiaire de paliers appropriés. Angle de pas des pales est modifié et maintenu à l'aide de biellettes de réglage qui sont reliées à un plateau oscillant qui est luiQmême relié à des organes d'actionnement. De sévères contraintes sont exercées sur le mécanisme de réglage de pas des pales du rotor, du fait des moments de--tangage longitudinal qui sont engendrés par la pale du rotor autour de son axe longitudinal. Un parametre important ayant une influence sur la grandeur de ce moment concerne la ou les surfaces aérodynamiques choisies pour être utilisées avec la pale de rotor. Dans la pratique, la grandeur de ces charges de commande a constitué un facteur de limitation dans la conception des rotors. Un autre effet indésirable du moment de tangage longitudinal engendré par la surface aérodynamique de la pale consiste dans la tendance à la torsion de la pale de rotor. Cela a des conséquences aérodynamiques indésirableso du fait qu'il en résulte une modification de angle d'attaque de la section locale de pale et qu'il peut en résulter une diminution des performances du rotor. Pour remédier à cet inconvénient, on a cherché à prendre en considération les caractéristiques de flexion à la torsion lors de la conception du rotor. Cependant, des considérations de prix de revient et de poids ne permettent pas en principe de réduire des flexions à la torsion par un simple renforcement des pales Comme dans la plupart des applications aérodynamiques, la force ascensionnelle et la trainêe constituent également des caractéristiques importantes.On a presque toujours pour objectif deaugmenter au maximum la force ascensionnelle tout en réduisant simultanément au minimum la trainée, du fait que cela diminue la puissance nécessaire pour entraîner l'aéronef. Les caractéristiques de performances d'une surface aérodynamique, cPest-à-dire le moment de tangage longitudinal, la force ascensionnelle et la traînée, sont particulièrement importantes pour des applications de rotors dans la gamme de nombres de Mach compris entre 0,4 et 0,6. Cela est dA au fait que les nombres de Mach des parties de surfaces aérodynamiques qui produisent sur la longueur de la pale la majeure partie de la force ascensionnelle engendrée par les rotors rentrent. dans cette gamme de vitesse. Cette gamme de vitesse est appiicable a' la plupart des rotors, quelles que soient les différences de dimensions et de nombre de tours en service, Cela résulte du fait que, pour réduire les effets de choc sur le coté avançant du rotor, le nombre de Mach de la pointe de pale dsun rotor est maintenu en-dessous de l'unité. La plupart. des hélicoptères qui ont été utilisés de façon satisfaisante comportent dans leur pale de rotor des surfaces aérodynamiques rentrant dans les trois familles suivantes 4 les séries NACA OOXX, NACA 230XX et NACh 8 ou XX représente l'épaisseur de la surface aérodynamique. La famille des surfaces aérodynamiques de lVinvention permet d'obtenir de meilleures caractéristiques de moment de tangage longitudinal que ce qugil était possible de réaliser avec les surfaces aérodynamiques de type connu tout en établissant simultanément une meilleure force ascensionnelle et une traînée moins grande. En conséquence, l'invention a pour but de fournir-une nouvelle famille dé surfaces aérodynamiques qui produisent un moment de tangage longitudinal minimal et une force ascensionnelle maximale, ces surfaces aérodynamiques étant utilisables pour des pales de rotors d'hélicoptère La pale conforme à l'invention est caractérisée en ce quelle comprend une surface aérodynamique dans laquelle un des composants est une distribution d'épaisseur dérivée de la série NACA nO 6 de distributions d'épaisseur, le point de pression minimal pour le coefficient nominal de poussée ascensionnelle de la distribution d'épaisseur ou pour une valeur proche, étant placé à moins de 30 % de la longueur de corde de la distribution d'épaisseur en arrière du bord avant de cette distribution d'épaisseur. La description ciKaprès et les dessins annexés se rapportent à des exemples de réalisation de l'invention, dessins dans lesquels - La figure l est une vue en perspective d'un hélicoptère comportant des pales de rotor avec surface aérodynamique suivant l'invention; - La figure 2 est une coupe des pales de rotor 26 suivant la ligne 2-2 de la figure 1 et montrant une section de surface aérodynamique suivant l'invention; - La figure 3 représente la ligne moyenne a = 0,6 et elle donne une représentation graphique de la pression P et de la distance verticale y/c en fonction de la longueur de corde x/c;; - Les figures 4, 5 et 6 donnent les caractéristiques de performances des surfaces aérodynamiques de l'invention et de type connu et montrent des courbes représentant respectivement le coefficient maximal de force ascensionnelle C1 Mach' le coefficient de moment pour une force ascensionnelle nulle C et le coefficient de traînée pour une m0 force ascensionnelle nulle Cd en fonction du nombre de Mach M. La figure 1 est une vue en perspective d'un hélicoptère 20 qui comporte un rotor principal d'ascension 22 et un rotor arrière 24 servant à produireun couple anta goniste et à commander l'aéronef autour de son axe de lacet ou de giration. Le rotor principal 22 comprend un moyeu 25 et des pales 26. En fonctionnement, le rotor 22 tourne dans le sens contraire des aiguilles dqune montres en regardant l'hélicoptère à partir du haut, de manière à produire une force ascensionnelle au cours de sa rotation. La figure 2 est une vue en coupe dtune des pales 26 du rotor, faite suivant la ligne 2-2 de la figure 1 et montrant une section de surface aérod,7namique conforme à l'invention. La surface aérodynamique a été représentée schématiquement en vue de sa description. La nomenclature utilisée dans la description de surfaces aéro- dynamiques est la suivante 9 La ligne cordale c de la surface aérodvnamique est définie comme une ligne droite tracée entre les bords avant et arrière de la surface aérodynamique.La ligne moyenne m, de mme que la ligne cordale c passent par les bords avant et arrière de la surface aérodynamique mais elle est conçue de manière que les distances entre les faces supérieure et inférieure de la surface aérodynamique et un point de la ligne moyenne, le long dune ligne perpendiculaire à une tangente à la ligne moyenne en ce point, soient toujours égales. Ces distances égales ont été indiquées en d sur la figure 2. L'épaisseur maximale t de la surface aérodynamique a également été représentée et elle est exprimée comme un pourcentage de la ligne cordale c. Des surfaces aérodynamiques sont définies en utilisant un système de coordonnées cartésiennes dans lequel l'axe x coincide avec la ligne cordale tandis que le bord avant ou d'attaque est situé au point-origine. Une surface aero dynamique est définie en déterminant les distances verticales dont des points des faces supérieure et inférieure sont écartés d'un point particulier de l'axe x. On peut généraliser la définition de surfaces aérodynamiques en ne dimensionnant pas les coordonnées en valeurs absolues. Cela est réalisé en divisant les distances x et y par la longueur de corde et en exprimant ainsi les distances verticale et cordale respecti- vement sous la forme y/c et x/c. La force ascensionnelle engendrée par une section particulière de la surface aérodynamique peut etre modifiée en faisant varier son angle d'attaque . Dans la définition NACA,.- angle attaque est l angle formé entre le vecteur vitesse d'écoulement libre et la ligne cordale de surface aérodynamique. Comme cela est bien connu des spécial listes, la majeure partie des surfaces aérodynamiques utilisées peuvent étire considérées comme une combinaison de distributions d'épaisseurs et de lignes moyennes. Une distribution d'épaisseur est une surface aérodynamique qui est symétrique et qui a été obtenue en utilisant des principes théoriques. Puisqu7elle constitlle une surface aérodynamique, elle est définie en utilisant le système de nomenclature mentionné ci-dessus.Une ligne moyenne qui a été préalablement définie représente un modèle mathématique d'une surface aérodynamique présentant une épaisseur nulle; de telles lignes sont habituellement dérivées a partir de la théorie des surfaces aérodynamiques minces Lorsqu'on combine une ligne moyenne et une distribution d'é- paisseur pour former une troisième surface aérodynamique non symétrique ré'sultantes certaines caractéristiques de la surface aérodynamique résultante sont fonction de la distribution d'épaisseur, tandis que d'autres caractéristiques aérodynamiques sont fonction du profil de la ligne moyenne. Un changement des lignes moyennes dans une certaine gamme modifie principalement les caractéristiques de surfaces aérodynamiques affectées par cette ligne moyenne et ne change pas notablement les caractéristiques de surfaces aérodynamiques qui résultent de la distribution d'épaisseur particulière utilisée. Pour un angle d'attaque nul, la surface aérodynamique représentée par une distribution d'épaisseur présente un coefficient de poussée ascensionnelle nul, du fait que toutes les distributions d'épaisseur sont des surfaces aérodynamiques symétriques. Puisque la ligne moyenne représente généralement une surface aérodynamique asymétriqueS elle présente un coefficient de poussée ascensionnelle non nul pour un angle d'attaque nul.Dans la plupart des applications, la valeur nominale ou le coefficient de poussée ascensionnelle d'une surface aérodynamique est établi pour de petits angles dsattaque, proches de zéro. En outre > la valeur nominale du coefficient de poussée ascensionnelle est fonction de la ligne moyenne particulière sélectionnée et est indépendante de la dis tri- bution d'épaisseur particulière utilisée. On choisit généralement des lignes moyennes en fonction du type de charges qu'elles établissent. La charge se réfère à la manière dont les forces engendrées par la surface aérodynamique sont réparties le long de la corde. La charge particulière détermine à son tour la caractéristique de moment de tangage longitudinal de la surface aérodynamique. Pour de faibles angles attaque, c'est-a-dire pour une valeur proche de la valeur nominale du coefficient de poussée ascensionnelles le degré de traînée engendré par la surface aérodynamique est essentiellement fonction de la distribution d'épaisseur. Cela est du au fait que, pour des conditions proches de la valeur nominale du coefficient de poussée ascensionnelle, une surface aérodynamique présente les distributions de couches limites les plus favorables et le degré de séparation minimale. Pour des angles d'attaque élevés et se rapprochant de Climax et pour la condition dgéquilibre, l'effet de la ligne moyenne diminue et les caractéristiques de la surface aérodynamique sont plus fonction de la courbure de la surface et en conséquence de la distribution d'épaisseur utilisée en particulier. En vue de perfectionner ou de trouver de nouvelles surfaces aérodynamiques qui augmentent les perfor finances dgun hélicoptère par rapport à celles établies par les surfaces aérodynamiques de type connu, on a repris un grand nombre de caractéristiques concernant les surfaces aérodynamiques. On a considéré de nombreuses familles de Surfaces aérodynamiques et on les a rejetées avant de prendre en consi aération les distributions d'épaisseur de la série NAZCA 6. Cette famille de distributions-d1épaisseur et la famille "a" de lignes moyennes associées a celle-ci vont être décrites de manière plus détaillée dans la suite. La nouvelle étude initiale des caractéristiques de performance se rapportant à cette famille de distributions d'épaisseur et à la famille "a" de lignes moyennes n'a pas donne satisfaction du fait de l'absence de caractéristiques de performances pour certains profils situés dans les familles, en particulier dans le régime de vitesse approprié. Dans le cas de distributions d'épaisseur de la série n 6, non seulement on nta pas disposé de caractéristiques de performances pour certains profils rentrant dans la famille, mais > dans certaines zones, on n'a jamais produit de profils particuliers. Ce sont les sections de surfaces aérodynamiques rentrant dans la famille de distributions d'épaisseur de la série NACh 6 et qui n'ont pas été auparavant établies et définies qui rentrent maintenant dans le cadre de l'invention. Dans le cas de la famille "a" de lignes moyennes, les lignes pertinentes rentrant dans la famille ont été établies avant les recherches ayant abouti à l'invention. La ligne moyenne 'la" particulière intervenant dans lRinvention a présenté seulement un intérêt théorique et en conséquence on nia Jamais obtenu de caractéristiques ou de performances associées.8 celle-ci. En conséquences c'est pour cette raison que a réétude initiale de cette famille de distributions d'épaisseur et de lignes noyennes nia pas semblé intéressante pour les spécialistes. La première phase dsétablissement de la présente invention à partir des données alors disponibles a consisté à obtenir des caractéristiques de performances pour les profils qui ont été alors définis. Cela a été réalisé en utilisant des méthodes bien connues d'analyse de surfaces aérodynamiques. Une étude de ces nouvelles données en combo naison avec des données théoriques et expérimentales connues a indiqué qu'on pourrait obtenir des résultats favorables si on adoptait une certaine progression de profils dans la série n 6 de distributions deépaisseur. > Cependant, cette progression a conduit à l'intérieur de la famille n 6 à un domaine où des profils particuliers n'ont jamais été engendrés ou définis. Ces nouveaux profils font partie de la présente invention La série NACA 6 de distributions d'épaisseur et la série "a" de lignes moyennes ont été mises au point par la NACA, à savoir National Advisory Committee for aeronautics, une organisation ayant précédé la NASA aux Etats- Unis d'Amérique, à la suite de travaux exécutés dans les années 1930 et 1940. Ces informations ont été publiées et sont disco nibles dans la plupart des librairies techniques du monde et elles sont bien connues des aérodynamiciens. Ces informations ont également été publiées dans un livre "Theory of wing sections' par Ira H. Abbott Albert E Donhhoff. La plupart des données se rapportant aux surfaces aérodynamiques et la base théorique des équations ont été définies dans ce livre. L'objectif de la NACA a été de concevoir la série n 6 de distributions d'épaisseur de façon à établir une distribution d'épaisseur qui assure une très faible trainée pour des valeurs égales ou â peu près égales à la valeur nominale des coefficients de poussée ascensionnelle.Puisque la valeur nominale du coefficient de poussée ascensionnelle est généralement obtenue pour des angles attaque proches de zéro et puisque, pour une surface aérodynamique symétrique, les distributions de pression le long des faces supérieure et inferieure sont égales pour des angles attaque nuls on obtient des distributions de pression qui établissent une traînée minimale pour un angle attaque nul Ce problème a été résolu en établissant des distributions de pression dont le point de pression minimal est encore plus éloigné vers l'arrière le long de la corde que lors des recherches précé- dents. La plupart des surfaces aérodynamiques, qui ont été établies à cette époque, ont présenté un point de pression minimale placé entre le bord avant de la surface aérodynamique et un point espacé en arrière de ce bord dune distance égale à 5 % de la corde. Les surfaces aérodynaniques de la série n 6, qui ont été établies par la NACA, ont présenté un point de pression minimale correspondant à un angle d attaque nul et espacé vers l'arrière dune distance correspondant à environ 70 % de la corde en étant rapproché du bord avant d'une distance correspondant à 30 % de la corde. Cette disposition arrière du point de pression minimale a constitué une des caractéristiques notables de cette famille. On a trouvé que, plus le point de pression minimale était déplacé vers l'arrière le long de la corde, plus le coefficient de traînée minimum était faible pour- la section considérée du fait de la présence d'une couche limite de profil laminaire. -Le système utilisé pour concevoir cette série de distributions d'épaisseur a été le suivant > NACA 6 x y w z Le chiffre 6 indique que la série est la série NACA n 6 des surfaces aérodynamiques. Le chiffre qui nappa raserait à la place de la lettre x indique leémplacement nominal du point de pression minimal de la distribution d'é paisseur. Par exemple, si le chiffre 5 était mis à la place de x, il indiquerait que le point nominal de pression minimale est situé à 50 % de la corde.Le chiffre qui apparaîtrait à la place du y serait établi après la sélection doune ligne moyenne de façon à compléter la configuration finale de la surface aérodynamique et il indiquerait le produit du coefficient de poussée ascensionnelle de la section nominale multiplié par un facteur égal à 10, c'est-à-dire que y = 2 indique cl (32. Pour une certaine distribution dépaisseur, il existe une poussée ascensionnelle nulle pour un angle d'attaque nul et en conséquence on introduirait un zéro à la place de y. Les deux chiffres suivants qui apparaitraient à la place des lettres w et z représentent l'épaisseur maximale de la surface aérodynamique, exprimé en pourcentage de corde cela équivalant à t indiqué sur la figure 2. Lors de la nouvelle étude des informations disponibles concernant les distributions dtépaisseur de la série NACA n 6, on s'est immédiatement rendu compte que, bien que les valeurs du coefficient de poussée ascensionnelle maximale semblent correctes, les niveaux du moment de tangage longitudinal sont fonction de la ligne moyenne sélectionnée pour être utilisée en combinaison avec la distribution d'épaisseur. Les lignes moyennes de la série NACA "a" ont été immédiatement prises en considération du fait qu'elles ont été conçues pour être utilisées avec les distributions d'épaisseur de la série NAZCA n 6. Cette famille de lignes moyennes est décrite ci-après avec référence à la figure 3 qui donne la courbe indiquant la pression P en fonction de x/c pour une ligne moyenne "a't. Cette courbe représente la charge engendrée par la ligne moyenne. On a également indiqué sur cette figure la valeur y/c ou ordonnée de la ligne moyenne tracée en fonction de x/c, ciest-à-dire la distance le long de la corde. Cette ligne moyenne particulière fait partie d'une famille de lignes moyennes caractérisée par le fait qu'il existe une charge uniforme ou constante depuis le bord avant de la ligne moyenne jusqu'en un point situé le long de la corde suivant laquelle elle diminue linéairement en direction du bord arrière.Pour la ligne moyenne particulière représentée sur la figure 3, la charge ou distribution de pression le long de la corde est uniforme jusqu'à ce qu'elle atteigne un point correspondant à 6/10 de la longueur de la corde à partir du bord avant et/ou la charge diminue à zéro sur le bord arrière. Des éléments particuliers de cette famille de lignes moyennes sont identifiés par le point situé le long de la corde et/ou la pression commence a' diminuer jusqu'à zéro. Ce point est désigné par "a" et, dans le cas représenté sur la figure 3, a = 0,6. Une équation représentant cette famille "a" de lignes moyennes a été indiquée dans le livre "Theory of Wing sections". Les coordonnées des lignes moyennes pour différentes valeurs de "a" et pour un coefficient de poussée ascensionnelle de valeur nominale C1 égale à l'unité (A,0) ont été calculées et disposées suivant un tableau dans ce document de référence. En se référant à nouveau à la figure 3, elle représente à titre d'exemple une ligne moyenne a = 0,6 permettant d'obtenir y/c en fonction de x/c pour un coefficient de poussée ascensionnelle égal à l'unité (1,0). On peut obtenir une ligne moyenne correspondant à ce type particulier de charge pour d'autres valeurs du coefficient de poussée ascensionnelle en effectuant simplement une multiplication des valeurs de y/c de la ligne moyenne de la figure 3 par le coefficient nominal de poussée ascensionnelle de la surface aérodynamique désirée. Par exemple, lorsqu'on désire obtenir une ligne moyenne présentant un coefficient nominal de poussée ascensionnelle de 0,2, il suffit de multiplier chacune des valeurs données de y/c par 0,2 et de tracer les points correspondants en fonction des valeurs initiales de x/c. Comme indiqué précédemment, bien que le coefficient maximal de poussée ascensionnelle des distributions d'épaisseur de la série nO 6 ait semblé correct, les niveaux du moment de tangage longitudinal sont apparus inacceptables. On a combiné ces distributions d'épaisseur avec différentes lignes moyennes provenant de la famille "a" . On peut observer que les niveaux du moment de tangage longitudinal d'une distribution d'épaisseur particulière sont améliorés par combinaison avec des lignes moyennes correspondant à des valeurs "a" décroissantes.Cette analyse a été réalisée pour une gamme de nombre de Mach compris entre 0ss4 et 0,6. On a dd établir des valeurs de performances pour des lignes moyennes présentant une valeur de "jazz inférieure à 0,5 du fait que ce type de données n1 existait pas jusqu'à maintenant. On s'est rendu compte qu'on pouvait maintenir la capacité de poussée ascensionnelle maximale souhaitable meme avec la ligne moyenne a = O. Cette ligne moyenne correspond à une charge triangulaire du fait que la distribution de pression décroît linéairement depuis une valeur correspondant à son bord avant jusqu' une valeur nulle sur son bord arrière. Bien que cette ligne ait été engendrée, elle nsa jamais été considérée sérieusement jusqu'à maintenant pour être appliquée effectivement à une surface aérodynamique et elle a eté établie de manière a' traiter complètement et théoriquement le problème. Les données ont été établies en représentant les caractéristiques de performances des différentes distributions d'épaisseur de la série nO 6 en conbinaison avec la ligne moyenne a = -0. Une comparaison de ces données a indiqué que le coefficient maximal de poussée ascensionnelle avait tendance à augmenter pour des distributions d'épaisseur présentant un point de pression minimale situé en avant. Les distributions d'épaisseur correspondant au point de pression minimal situé le plus en avant dans la série n 6 ont correspondu à une distance de corde égale à 30 S. Ce sont les éléments de la famille de la série NAGX n 6 dont les points de pression minimale sont situés à une distance de moins de 30 % de corde en arrière du bord avant qui interviennent dans la présente invention. Comme indiqué précédemment, les distributions d'épaisseur de la série n 6 ont été établies à partir de distributions de pression par des méthodes qui sont complexes et délicates; les distributions d'épaisseur particulières intervenant dans l'invention ont été établies par extrapolation linéaire à partir de profils connus de la série n 6. On a utilisé la méthode suivante d'extrapolation pour produire des distributions d'épaisseur de la série n 6 dont les points de pression minimale sont placés à une distance de corde de 20 %. En premier, on a dû prendre une décision concernant des distributions d'épaisseur présentant des points de pression minimale placés à des distances correspondant à 30 % et 40 % de la corde.Pour résoudre ce problème, on a dQ sélectionner une valeur particulière de t mat En général, il est souhaitable pour la traînée que la valeur t maux soit la plus faible possible alors que, pour obtenir une poussée ascensionnelle maximale élevée, il est nécessaire d'avoir une épaisseur comprise entre 10 % et 14 F. Cependant, l'épaisseur de la section de surface aérodynamique résultante détermine en partie les limitations structurales imposées à la pale de rotor résultante. Pour les deux surfaces aérodynamiques particulières de la famille de l'invention, à savoir VR-7 et VR-8, il a été nécessaire de choisir une valeur de t correspondant à 12 % max de corde et 8 46 de corde.Le tableau 1 donne les distributions d'épaisseur pour la série NACA 64-012 et pour la série NACA 63012. Par extrapolation linéaire des coordonnées y/c pour la coordonnée x/c donnée, on peut obtenir une distribution d'épaisseur pour une série NACA 62-012. Cette distribution d épaisseur a été indiquée dans le tableau II. TABLEAU I TABLEAU II NACA NACA NACA x/c 64-012 63-012 x/c 62-01 + y/c + y/c + y/c 0,00 0,0000 0,0000 0,00 0,0000 0,005 0,00978 0,00985 0,005 0,009923 0,0075 0,01179 0,01194 0,0075 0,01209 0,0125 0,01490 0,01519 0,0125 0,01548 0,025 0,02035 0,02102 0,025 0,02170 0,050 0,02810 0,02925 0,050 0,0304 0,075 0,03394 0,03542 0,075 0,03694 0,10 0,03871 0,04039 0,10 0,04205 0,15 0,04620 0,04799 0,15 0,04972 0,20 0,05173 0,05342 0,20 0,05516 0,25 0,05576 0,05712 0,25 0,05852 0,30 Q05844 0,05930 0,30 0,06016 0,35 0,05978 0,006 0,35 0,06022 0 > 40 0,05981 0,0592 0,40 0,05855 0,45 0,05798 0,05704 0,45 0,05613 0,50 0,05480 0,0537 0,50 0,05256 0,55 0,05056 0,04935 0,55 0,04814 0,60 0,04548 0,0442 0,60 0,04292 0,65 0,03974- 0,0384 0,65 0,03708 0,70 0,03350 0,0321 0,70 0,03068 0,75 0,02695 0,02556 0,75 0,02416 0,80 0,02029 0,01902 0,80 0,01781 0,85 0,01382 0,01274 0,85 0,01168 0,90 0500786 0,00707 0,90 0,00625 0,95 0,00288 0,00250 0,95 0,00112 1,00 0,0000 0,0000 1,00 0,0000 L,E.R.* 0,01040 0,01087 L.E.R.* 0,01130 *Rayon de bord *Rayon de bord avant avant Une procédure identique peut être utilisée pour établir une distribution d'épaisseur se rapprochant d'une distribution d'épaisseur de la série NACA 62-008.En référence au tableau III qui donne une distribution d'épaisseur de la série NACA 64-008 et une distribution d'épaisseur de la série NACA 63 008, on peut établir par extrapolation linéaire des ordonnées y/c, pour des valeurs de x/c de données, la distribution d'épaisseur pour une surface aérodynamique NACA 62-008. Cette distribution d'épaisseur résultante a été représentée sur le tableau IV. TABLEAU III TABLEAU IV NACA NACA NACA x/c 64-008 63-008 x/c 62-008 + y/c + y/c + y/c 0,0 0,0 0,0 0,0 0,0 0,005 0,00658 0,00667 0,005 0,00676 0,0075 - 0,00794 0,00807 0,0075 0,00820 0,0125 0,01005 0,01024 0,0125 0,01043 0,025 0,01365 0,01407 0,025 0,01449 0,050 0,01875 0,01951 0,050 0.02027 0,075 0,02259 0,02359 0,075 0,02459 0,10 0,02574 0,02686 0,10 0,02798 0,15 0,03069 0,03187 0,15 0,03305 0,20 0,03437 0,03550 0,20 0,03663 0,25 0,03704 ,03797 0,25 0,03890 0,30 0,03884 0,03946 0,30 0,04008 0,35 0,03979 0,04000 0,35 0,04021 0,40 0,03992 0,03955 0,40 0,03950 0,45 0,03883 0,03823 0,45 0,03773 0,50 0,03684 0,03612 0,50 0,03540 0,55 0,03411 0,03332 0,55 0,03253 0,60 0,03081 0,02994 0,60 0,02907 0,65 0,02704 0,02613 0,65 0,02522 0,70 0,02291 0,02195 0,70 0,02099 0,75 0,01854 0,01758 0,75 0,01672 0,80 0,01404 0,01317 0,80 0,01230 0,85 0,00961 0,00888 0,85 0,00815 0,90 0,00550 0,00494 0,90 0,00438 0,95 0,00206 0,00179 0,95 0,00152 1,0 0,0 0,0 1,0 0,0 L.E.R.* 0,00455 0,00520 L.E.R.* 0,00585 * Rayon de bord *Rayon de bord avant avant Comme indiqué précédemment, un des impératifs concernant les sections de surface aérodynamique utilisables dans des rotors d'hélicoptères est quelles présentent des caractéristiques d'équilibre souhaitables et un grand coefficient Cl max. Cela est particulièrement important lorsque la pale est située dans la moitié de recul du disque de rotor.Ces caractéristiques sont établies par la distribution d'épaisseur obtenue par la méthode décrite ci-dessus. Ce résultat est obtenu au détriment de l'augmentation de la traînée par rapport à d'autres surfaces aérodynamiques de la série NACA nO 6. Cependant, la traînée obtenue avec la surface aérodynamique résultante est inférieure à celle des surfaces aérodynamiques de type connu qui sont couramment utilisées dans des rotors dthelicoptères, telles que les surfaces de la série NACA 23010. La ligne moyenne a = O qui a été selec- tionnée pour être utilisée avec ses distributions d'épaisseurs particulières a été représentée dans le tableau V. Il n'existe pas de charge uniforme pour la ligne moyenne a = O du fait que la charge diminue linéairement à partir du bord avant, c'est-àdire d'une valeur de x/c = 0 jusqu'à une valeur de x/c = 1 pour le bord arrière. Ce type de charge triangulaire répartit la majeure partie des efforts agissant sur la surface aerodynamique en direction du bord avant de la section. Cela permet d'obtenir des caractéristiques avantageuses de moment de tangage longitudinal en vue de leur utilisation dans des rotors comme précédemment décrit.Bien que la ligne moyenne a = 0 ait été engendrée par la NACA, il existe aucun exemple connu où la ligne moyenne a = O a été effectivement utilisée dans des rotors. Comme indiqué précédemment, des résultats de performances correspondant à cette ligne moyenne n'avaient pas été obtenus auparavant, TABLEAU V Ligne moyenne NACA a = 0 C1 = 1,0, oti = 4,56 , Cm = 0,083 I c/4 x/c y/c 0,00 0,00 0,005 Q00460 0,0075 0,00641 0,0125 0,00964 0,025 0,01641 0,050 0,02693 0,075 0,03507 0,10 0,04161 0,15 0,05124 0,20 0,05747 0,25 0,06114 0,30 0,06277 0,35 0,06273 0,40 0,06130 0,45 0,05871 0,50 0,05516 0ç55 0,05081 0,60 0,04581 0,65 0,04032 0,70 0,03445 0,75 0,02836 0,80 0,02217 0,85 0,01604 0,90 0,01013 0,95 0,00467 1,00 0,00 Comme indiqué précédemment, le coefficient nominal de poussée ascensionnelle pour la ligne moyenne a = O représentée dans le tableau V est égal à l'unité.Les impératifs particuliers qui ont imposé la génération des deux surfaces aérodynamiques particulières décrites ci-dessus ont nécessité qu'un coefficient de poussée ascensionnelle ait une valeur idéale de 0,5 et que autre coefficient ait une valeur de 0,2. On obtient aisément des, lignes moyennes permettant de satisfaire à cette condition en multipliant les coordonnées y/c de la ligne moyenne du tableau V par la valeur respective du coefficient de poussée ascensionnelle, c'est-à-dire respectivement 0,5 et 0,2. La distribution d'épaisseur et la ligne moyenne sont alors. combinées pour former une section résultante de surfaces aérodynamiques. Ce problème est résolu en établissant la forme d'épaisseur sur la ligne moyenne à l'aide des équations suivantes x supérieur = x - yt sin e x inférieur = x + yt sin # y supérieur = yc + yt cos e y inférieur = yc - Yt cos e où les abscisses, les ordonnées et les pentes de la ligne moyenne sont désignées respectivement par xc, Yc et tg e. Yt désigne l'ordonnée de la distribution d'épaisseur symétrique dans la section cordale x. La distribution d'épaisseur correspondant à la série NACA 62-012 est combinée à la ligne moyenne a = O, Ci = 0,5 pour former la série NACA 62-512 (a = 0) représentée dans le tableau VI. La distribution d'épaisseur NACA 62-008 est combinée avec la ligne moyenne NACA (a = O) Ci = 0,2 pour former la série NACA 62-208 (a = 0) représentée dans le tableau VII. (Les surfaces aérodynamiques décrites dans les tableaux VI et VII peuvent être considérées correctement comme des approximations linéaires des séries NACA 62-512 (a = O) et NACA 62-208 (a = O). TABLEAU VI NACA 62-512 (a = 0) x/csupérieur y/csupérieur x/cinférieur y/cinférieur x 100 x 100 x 100 x 100 0,001480 0,011578 0,008519 0,006978 0,003546 0,014630 0,011454 0,008220 0,008003 0,019632 0,016997 0,009925 0,019847 0,029284 0,030153 0,012874 0,044533 0,043369 0,055467 0,016439 0,069694 0,054092 0,080306 0,019022 0,095090 0,062567 0,104910 0,020957 0,146156 0,075191 0,153844 0,023951 0,197330 0,083830 0,202670 0,026360 0,248492 0,094200 0,251508 0,027931 0,299548 0,091543 0,300452 0,028773 0,350468 0,091583 0,349532 0,028853 0,401196 0,089188 0,398804 0,027888 0,451740 0,085458 0,448260 0,026748 0,502090 0,080098 0,497910 0,024938 0,552259 0,073492 0,547741 0,022682 0,602258 0,065765 0,597741 0,019955 0,652111 0,057180 0,647889 0,016860 0,701838 0,047850 0,698162 0,013400 0,751486 0,038294 0,748513 0,009934 0,801099 0,028861 0,798900 0,006691 0,850705 0,019679 0,849295 0,003639 0,900357 0,011305 0,899643 0,001175 0,950058 0,003453 0,949942 0,001216 1,0 O 1,0 O Cercle de bord avant : r/c = 0,0113 Centre situé à à x/c = 0,01055 y/c = 0,004 Où r = rayon TABLEAU VII NACA 62-208 (a = O) x/csupérieur y/csupérieur x/cinférieur y/cinférieur x 100 x 100 x 100 x 100 0,003986 0,0076035 0,006014 0,005763 0,006376 0,009405 0,008624 0,006841 0,011243 0,012282 0,013757 0,008426 0,023590 0,017703 0,026410 0,011139 0,048522 0,025602 0,051478 0,014830 0,073575 0,031563 0,076425 0,017535 0,098685 0,036271 0,101314 0,019627 0,148975 0,043282 0,151025 0,022786 0,198321 0,048117 0,201679 0,025129 0,249599 0,051126 0,250401 0,026670 0,299887 0,052634 0,300119 0,027526 0,350125 0,052756 0,349875 0,027664 0,400323 0,051759 0,399677 0,027239 0,450468 0,049469 0,449532 0,025985 0,500563 0,046431 0,499437 0,024359 0,550611 0,042686 0,549389 0,022362 0,600613 0,038225 0,599387 0,019902 0,650575 0,033277 0,649425 0,017149 0,700504 0,027874 0,699496 0,014094 0,750412 0,022387 0,749588 0,011043 0,800304 0,016730 0,799696 0,007862 0,850197 0,011356 0,849803 0,004940 0,900100 0,006405 0,899900 0,002353 0,950031 0,002454 0,949969 0,000586 1,0 0 1,0 0 Cercle de bord avant : r/c = 0,00585 Centre situé à : x/c = 0,0058 y/c = 0,00088 où r = rayon Une analyse des surfaces aérodynamiques faite en utilisant des techniques d'analyse dtinteractîon entre couches limites, comme cela est bien connu des aérodynamiciens, a montré que ses surfaces aérodynamiques comportent des caractéristiques d'équilibre qui peuvent être améliorées. Cela est du fondamentalement au degré d'incurvation de la face superieure de la surface aérodynamique en direction du bord arrière. On a effectué des essais pour améliorer cette condition sans altération des autres caractéristiques de performance de la surface aérodynamique. Le degré de courbure de la partie arrière de la face supérieure de la surface aérodynamique a été réduit et on a ré-analysé la surface aérodynamique en utilisant des techniques d'analyse d'inter action entre couches limites.Lorsque ce processus a été répété par itération en formant les deux faces supérieure et inférieure avec des quantités comparables afin de conserver la ligne moyenne, il est apparu que les caractéristiques d'équilibre étaient suffisamment améliorées lorsque la partie arrière de la face supérieure de la surface aérodynamique était une ligne droite qui entrait en contact avec le bord arrière et qui était tangente à la partie restante de la surface aérodynamique en un point situé en avant du bord arrière. Lorsque cette configuration a été analysée, on a obtenu des caractéristiques d'équilibre acceptables pour le bord arrière.Les coordonnées des surfaces aérodynamiques indiquées dans les tableaux VI et VII, qui ont été ainsi modifiés, sont données dans les tableaux VIII et IX et corres pondent à la série NACA 62-512 (modifiée) (a = O) et NACA 62-208 (modifiée) (a = 0); pour simplifier ces surfaces aérodynamiques ont été désignées respectivement par VR-7 et VR-8. TABLEAU VIII Coordonnées de la surface aérodynamique VR-7 x/c y/csupérieur y/cinférieur 0 0 O 0,005 0,0165 0,00575 0,01 0,0218 0,0071 0,02 0,0298 0,0109 0,03 0,03615 050129 0,04 0,0415 0,01445 0,05 0,04605 0,01585 0,06 0,05025 0,01710 0,07 0,0541 0,01805 0,085 0,0593 0,01985 0,102 0,0645 0,02145 0,12 0,0691 0,02285 0,14 0,0737 0,0241 0,16 0,0775 0,0251 0,18 0,0808 0,0260 0,20 0,0838 0,0266 0,225 0,0867 0,0273 0,255 0,0892 0,0280 0,29 0,0909 0,0285 0,33 0,0914 0,0289 0,37 0,0905 0,0290 0,41 0,0887 0,0285 0,45 0,0856 0,0275 0,49 0,0816 0,0260 0,53 0,0767 0,0240 0,57 0,0710 0,0220 0,61 0,0646 0,0199 0,65 050580 0,0179 0,69 0,0514 0,0158 0,73 0,0447 0,0138 0,77 0,0381 0,0117 0,81 0,0315 0,0097 0,845 0,0257 0,00791 0,88 0,0199 0,00613 0,91 0,0149 0,00459 0,935 0,01078 0,00332 0,955 0,00745 0,00230 0,98 0,00331 0,00102 1,00 0 0 Cercle de bord avant : r/c = 0,0113 Centré en : x/c = 0,01055 y/c = 0,004 Où r = rayon Lisière de bord arrière de x/c = 0,96 à x/c = 1,01 TABLEAU IX Coordonnées de la surface aérodynamique VR-8 x/c y/csupérieur y/cinférieur 0 0 0 0,005 0,00850 0,00535 0,01 0,01175 0,00737 0,015 0,01425 0,00880 0,025 0,0183 0,01090 0,035 0,0217 0,01255 0,05 0,0261 0,01465 0,07 0,0309 0,01685 0,095 0,0357 0,0190 0,125 0,0402 0,0212 0,16 0,0444 0,0232 0,20 0,0480 0,0250 0,25 0,0510 0,0266 0,30 0,0530 0.0277 0,35 0,0535 0,0280 0,40 0,0525 0,0276 0,45 0,0502 0,0265 0,50 0,0467 0,0247 0,55 0,426 0,0225 0,60 0,0380 0,0200 0,65 0,0333 0,0175 0,70 0,0285 090150 0,75 0,0237 0,0125 0,80 0,0190 0,0100 0,85 0,01428 0,0075 0,89 0,01048 0,0055 0,92 0,00761 0,0040 0,945 0,00524 0,00275 0,965 0,00333 0,00175 0,98 0,00190 0,0010 1,00 0 o Cercle de bord avant : r/c = 0,00585 Centré en : x/c = 0,0058 y/c = 0900088 Où r = rayon Lisière de bord arrière de x/c = 0,96 à x/c = 1,01 Les surfaces aérodynamiques suivant l'invention ont été développées, à ce point de la description, avec un degré suffisant pour que leur niveau de moment de tangage longitudinal, bien que fortement amélioré, puisse être encore sujet à une autre amélioration en utilisant des lisières de bord arrière. I1 est très courant d'utiliser dans ce domaine des lisières de bord arrière dans ce but. Différentes configurations de lisières ont été soumises à des essais de manière que les surfaces aérodynamiques présentant les caractéristiques de lisières indiquées dans les tableaux VIII et IX produisent les caractéristiques de moment de tangage longitudinal indiquées. On peut utiliser autres agencements de bord arrière qui améliorent les caractéristiques de moment de tangage longitudinal. Il est évident que l'invention concerne en premier lieu la famille de surfaces aérodynamiques correspondant à la série NACA-6 de distributions d'épaisseur présentant des points de pression minimale placés en avant du point équivalent à 30 % de la corde correspondante.Les techniques utilisées pour améliorer les surfaces aérodynamiques se trouvant dans cette famille. par exemple celles résultant de la théorie d'interaction de couches limites et de la théorie des lisières pour améliorer les caractéristiques de moment de tangage longitudinal sont des techniques classiques et bien connues des spécialistes. Les caractéristiques de performances des deux surfaces aérodynamiques VR-7 et VR 8 de la famille suivant l'invention ont été représentées sur les figures 4, 5 et 6. On a également représenté à titre de comparaison des caractéristiques de performances dtune surface aérodynamique utilisée sur un hélicoptère de fabrication courante, du type à rotors en tandem, à savoir V 23010-1.58. Il est-évident que le paramètre important constitue les performances dans la gamme des nombres de Mach compris entre 0.4 et 0.6. La figure 4 représente le coefficient maximal de poussée ascen sionrelle en fonction de M et elle montre que les surfaces VR-7 et VR-8 présentent un coefficient maximal de poussée ascensionnelle qui es très on. On a représenté sur la figure 5 les caractéristiques supérieures de ornent de tangage longitudinal de VR-7 et VR-8, la courbe donnant le moment de tangage pour une pouss@@ nelle nulle Cmo en fonction de M.Il est à noter que VR~8 présentent un moment de tangage longitudinal négatif ninial supérieur par comparaison aux surfaces aérodyna ues de type connu mais que les moments de tangage sont suffisamment petits pour être compensés à l'aide d'agencements de bord arrière classiques sans perdre l'avantage de la poussée ascensionnelle maximale. Les caractéristiques de trainée favorables du système de l'invention ont été mises en évidence sur la figure 6 qui représente Cdo, c'est-à-dire le coefficient de trainée pour une poussée ascensionnelle nulle , en fonction de M. Les caractéristiques de performances des surfaces aérodynamiques VR-7 et VR-8 mises en évidence sur les figures précitées correspondent à la configuration de lisière définie dans les tableaux VIII et IX. Bien entendu, l'invention ngest pas limitée aux exemples de réalisation ci-dessus décrits et représentes, à partir desquels on pourra prévoir d'autres formes et d'autres modes de réalisation, sans pour cela sortir du cadre de l'invention. R E V E N D I C A T I O N S 1 ) Pale de rotor pour hélicoptère, caracterisee en ce qu elle comprend une surface aérodynamique dans laquelle un des composants est une distribution d'épaisseur dérivée de la série NACA n 6 de distributions d'épaisseur, lepoint de pression ninimal pour le coefficient nominal de poussée ascensionnelle de la distribution d'épaisseur ou pour une valeur proche, étant placé à moins de 30 S0 de la longueur de corde de la distribution d'épaisseur en arrière du bord avant de cette distribution d'épaisseur. 20) Pale de rotor suivant la revendication 1, caractérisée en ce que la surface aérodynamique comprend en outre une ligne moyenne qui établit une distribution triangulaire de poussée ascensionnelle pour des angles attaque se -rapprochant de la condition d'équilibre. 30) Pale de rotor suivant la revendication 1, caractérisée en ce que la surface aérodynamique comprend en outre une ligne moyenne dérivée de la famille NACA 7'a" de lignes moyennes, a étant inférieur à 0,1. 40) Pale de rotor pour hélicoptère suivant la revendication 1, caractérisée en ce qu'une section droite perpendiculaire à l'axe longitudinal de la pale de rotor constitue une surface aérodynamique qui comprend une distribution d'épaisseur dérivée de la série NACA n 6 de distributions d'épaisseur et présentant pour son coefficient nominal de poussée ascensionnelle, son point de pression minimale qui est situe à une distance inférieure à 30 % de ladite longueur de corde de ladite distribution d'épaisseur en arrière du bord avant de ladite distribution d'épaisseur, et une ligne moyenne dérivée de la faille NACA de lignes moyennes dans laquelle la valeur de "a" est inférieure à 0,3, de manière que la surface aérodynamique prcduise des caractéristiques supérieures de performances aérodynamiques pour des nombres de Mach localisés se rapportant å ladite surface aérodynamique et compris entre 0,4 et 0,6. 50) Pale de rotor suivant la revendi cati@@ 4, caractérisée en ce que ladite distribution d'épaisse présente un point de puession minimale qui est placé essentiellement å une distance égale à 20 > % de la longueur de cc,r-- '4 faite distribution d'épaisseur en arrière du bord avant de ladite distribution dgépaisseur et en ce que la saleur de "a" pour ladite ligne moyenne est essentiellement égale à 0. 60) Pale-de rotor suivant la revendication 5, caractérisée en ce que ces coordonnées sont conformes à ce qui a été précisé dans le tableau VI. 70) Pale de rotor suivant la revendication 5, caractérisée en ce que ces coordonnées sont conformes à ce qui a été précisé dans le tableau VII. 80) Pale de rotor suivant la revendication 5, caractérisée en ce que ladite surface aérodynamique est modifiée de manière que la partie arrière de la face supérieure soit une ligne droite qui coupe le bord arrière de ladite distribution d'épaisseur et qui est tangente å ladite face supérieure en un point situé en avant dudit bord arrière. 90) Pale de rotor suivant la revendication 6, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre une lisière de bord arrière permettant de donner aux caracté- ristiques aérodynamiques de la surface aérodynamique des valeurs optimales. 100) Pale de rotor suivant la revendication 9, caractérisée en ce que ces coordonnées sont essentiellement conformes à ce qui a été indiqué dans le tableau VIII. 110) Pale de rotor suivant la revendication 9, caractérisée en ce que ces coordonnées sont essentiellement conformes à ce qui a été indiqué dans le tableau IX.