Rotorcraft fitted with an anti-torque tail rotor that contributes selectively to providing the rotorcraft with lift and with propulsion in translationA rotorcraft provided with an anti-torque tail rotor having a drive axis of constant orientation and having a rotor disk that is arranged mainly to one side of the tail boom of the rotorcraft. A control mechanism for controlling the blades of the tail rotor includes a rotary control plate engaged with the blades and movable by a control rod extending along the drive axis of the tail rotor. The control plate is arranged in a constant mounting plane (PM) and serves to provide permanent cyclic variation in the pitch of the blades. Turning the control rod changes the way in which the cyclical variation of the pitch of the blades is operated between providing a contribution to lift and providing a contribution to propulsion in translation of the rotorcraft, depending on the angular orientation of the control plate in its mounting plane (PM).A rotorcraft fitted with at least one main rotor of substantially vertical rotary drive axis, and with an anti-torque tail rotor of substantially horizontal rotary drive axis, said tail rotor being mounted at the end of a tail boom of the rotorcraft via a structure housing mechanical power transmission means between a hub of the tail rotor and a drive shaft of orientation that is transverse relative to said drive axis of the tail rotor; the drive axis of the tail rotor being arranged at a constant orientation that is substantially horizontal and orthogonal to the orientation of the vertical plane (PV) extending in the longitudinally-extending orientation (DL) of the rotorcraft such that the rotor disk constituted by the rotary wing of the tail rotor is arranged mainly in a longitudinal-vertical orientation, serving essentially to generate a transverse thrust vector component (CL1) for controlling the yaw behavior of the rotorcraft; said hub carrying said rotary wing made up of a plurality of blades individually mounted to be movable on the hub at least in pivoting about a pitch variation axis, the tail rotor being fitted with a control mechanism for pivoting the blades about their said pitch variation axes in compliance with pitch variation commands generated by a pilot of the rotorcraft; said control mechanism comprising a control plate rotatably engaged with the hub, the control plate being provided with control links for controlling the blades, the control links being engaged respectively with pitch levers individually fitted to the blades, the control plate being mounted to rotate on a control rod mounted coaxially about the drive axis of the tail rotor and being movable in translation along said axis by a first actuator operated under the control of control means in compliance with said pitch variation commands; operation of the first actuator by the control means causing collective variation of the pitch of the blades of the tail rotor, thereby modifying the amplitude of the thrust generated by the tail rotor, the control mechanism further including means for generating cyclical variation in the pitch of the blades of the tail rotor; wherein: the control plate is mounted on the control rod to generate permanent cyclical variation in the pitch of the blades of the tail rotor, the control plate being arranged with its general plane lying in a mounting plane (PM) of orientation that is constant relative to the drive axis of the tail rotor; and the control rod is turnable about the drive axis of the tail rotor by a second actuator operated under the control of the control means, the second actuator causing the control rod to turn between two predefined extreme positions causing a change in the angular orientation of the control plate in said mounting plane (PM), and consequently modifying the orientation of said rotor disk; whereby: the second actuator causing the control rod to turn towards a first extreme position causes the control plate to move in the mounting plane (PM) towards a first extreme angular orientation in which the permanent cyclical variation in the pitch of the blades of the tail rotor serves mainly to generate a thrust vector component (CV) that is vertical; and the second actuator turning the control rod towards a second extreme position causes the control plate to move in the mounting plane (PM) towards a second extreme angular orientation in which the permanent cyclical variation in the pitch of the blades of the tail rotor serves mainly to generate a thrust vector component (CL2) that is longitudinal.
양력과 병진운동 추진력을 제공하는 회전날개 항공기용 안티토크 테일 로터본 발명은 일정한 배향의 구동축을 갖고 회전날개 항공기의 테일 붐의 일측에 주로 배치되는 로터 디스크를 갖는 안티토크 테일 로터를 구비한 회전날개 항공기를 제공한다. 테일 로터의 블레이드를 제어하기 위한 제어 기구는 블레이드와 결합되어 테일 로터의 구동축을 따라서 연장되는 제어봉에 의해 움직일 수 있는 회전제어판을 포함한다. 제어판은 일정 장착면(PM)에 배치되어 블레이드의 피치를 영구적이고 순환적으로 변동시키는 작용을 한다. 제어봉을 회전시키면, 장착면(PM)에서의 제어판의 각도 배치에 따라서, 블레이드의 순환적인 피치 변동이 동작하는 방식을 회전날개 항공기의 양력에 기여하는 방식과 병진운동 추진력에 기여하는 방식 사이에서 변화시킨다.수직한 회전 구동축의 적어도 하나의 메인 로터(2)를 구비하고 수평한 회전 구동축(6)의 안티토크 테일 로터(3)를 구비한 회전날개 항공기(1)로서,상기 테일 로터(3)는 테일 로터(3)의 허브(7)와 테일 로터(3)의 상기 구동축(6)에 대하여 횡단하는 방향의 구동축(11) 사이의 기계적 전동 수단을 수용하는 구조물(10)을 통하여 회전날개 항공기(1)의 테일 붐(4)의 단부에 장착되며,상기 테일 로터(3)의 구동축(6)은 테일 로터(3)의 회전 날개에 의해 구성된 로터 디스크(5)가 종방향 수직 배치로 배치되어 회전날개 항공기(1)의 방향전환 거동을 제어하기 위한 횡단 추력 벡터 성분(CL1)을 발생시키는 작용을 하도록 회전날개 항공기(1)의 종방향 연장방향(DL)으로 연장되는 수직면(PV)의 배치에 직교하고 수평하는 일정한 배향으로 배치되며,상기 허브(7)는 피치변동축을 중심으로 허브(7) 상에서 적어도 피봇 동작하도록 개별적으로 장착된 복수의 블레이드(8)로 구성된 상기 회전 날개를 지지하며, 상기 테일 로터(3)는 회전날개 항공기(1)의 조종사(29)가 제공한 피치변동 명령(30, 31)에 따라서 상기 피치변동축을 중심으로 블레이드(8)를 피봇 동작시키기 위한 제어 기구(14)를 구비하며,상기 제어 기구(14)는 상기 허브(7)와 회전 가능하게 결합되어 있는 제어판(27)을 포함하며, 상기 제어판(27)은 블레이드(8)를 제어하기 위한 제어 링크(16)를 구비하며, 상기 제어 링크는 블레이드(8)에 개별적으로 결합된 피치 레버(15)와 각기 결합되어 있으며, 상기 제어판(27)은 테일 로터(3)의 구동축(6)을 중심으로 동축 상태로 장착된 제어봉(21)에서 회전하도록 장착되며 상기 피치변동 명령(30, 31)에 따라서 제어 수단(20)의 제어하에서 동작하는 제 1 액튜에이터(17)에 의해 상기 구동축(6)을 따라서 병진운동할 수 있으며,상기 제어 수단(20)에 의해 제 1 액튜에이터(17)가 동작하면 테일 로터(3)의 블레이드(8)의 피치를 집단적으로 변화시키며, 따라서 상기 테일 로터에 의해 발생되는 추력의 크기를 변경시키며, 상기 제어 기구(14)는 테일 로터(3)의 블레이드(8)의 피치를 순환적으로 변동시키기 위한 수단을 더 포함하며,상기 제어판(27)은 제어봉(21) 상에 장착되어 테일 로터(3)의 블레이드(8)의 피치를 영구적이고 순환적으로 변동시키며, 상기 제어판(27)은 상기 제어판(27)의 일반 면이 테일 로터(3)의 구동축(6)에 대하여 일정한 배치의 장착면(PM)에 놓이도록 배치되며,상기 제어봉(21)은 제어 수단(20)의 제어하에서 동작하는 제 2 액튜에이터(18)에 의해 테일 로터(3)의 구동축(6)을 중심으로 회전할 수 있으며, 상기 제 2 액튜에이터(18)는 제어봉(21)을 상기 장착면(PM)에서 제어판(27)의 각도 배치를 변화시키는 두 개의 미리 정해진 극단 위치 사이에서 회전시키고, 그 결과 상기 로터 디스크(5)의 배치를 변경시키며,따라서 상기 제 2 액튜에이터(18)가 제어봉(21)을 제 1 극단 위치 쪽으로 회전시키면 회전판(27)이 장착면(PM)에서 제 1 극단 각도 배치 쪽으로 움직이는데, 상기 제 1 극단 각도 배치에서는 테일 로터(3)의 블레이드(8)의 피치가 영구적이고 순환적으로 변동되면 수직한 추력 벡터 성분(CV)을 발생시키는 작용을 하며,상기 제 2 액튜에이터(18)가 제어봉(21)을 제 2 극단 위치 쪽으로 회전시키면 제어판(27)이 장착면(PM)에서 제 2 극단 각도 배치 쪽으로 움직이는데, 상기 제 2 극단 각도 배치에서는 테일 로터(3)의 블레이드(8)의 피치가 영구적이고 순환적으로 변동되면 종방향인 추력 벡터 성분(CL2)을 발생시키는 작용을 하는 것을 특징으로 하는, 회전날개 항공기.