CONVERTIPLANE AND CONTROL METHOD THEREOFA convertiplane is described that has a fuselage with a first axis, a pair of half-wings, and a pair of rotors arranged on mutually opposite ends of the half-wings. The rotor comprises a mast hinged on a second axis and a plurality of blades hinged on the mast. The mast of the rotor can be tilted with the second axis about a third axis transversal to the second axis and with respect to the fuselage to transform the convertiplane between a helicopter mode and an aeroplane mode; the second axis is transversal to the first axis in the helicopter mode and is parallel to the first axis in the aeroplane mode. The rotor disc can be tilted about a fourth axis. The rotor comprises control means for controlling the cyclic pitch and collective pitch of the blades comprising: a first actuator controllable to vary the collective pitch, a second actuator controllable to vary the tilt of the rotor disc about the fourth axis and a rod movable to alter the tilt of the corresponding rotor disc about a fifth axis according to the mode of the convertiplane.A convertiplane (1) comprising: a fuselage (2) having a first longitudinal axis (A);a pair of half-wings (3); anda pair of rotors (5) arranged on respective mutually opposite ends of said half-wings (3);each said rotor (5) comprising a mast (6) rotatable about a second axis (B) and a plurality of blades (8) hinged on said mast (6) with respect to said second axis (B);said mast (6) of each said rotor (5) being tiltable integrally with said second axis (B) about a third axis (C) transversal to said second axis (B) and with respect to said fuselage (2) so as to transform said convertiplane (1) between a helicopter configuration and an aeroplane configuration of said convertiplane (1);each said second axis (B) being, in use, transversal to said first axis (A) of said convertiplane (1) in said helicopter configuration and being, in use, substantially parallel to said first axis (A) in said aeroplane configuration;each said rotor (5) being associated with a respective imaginary rotor disc (10), which is defined by the imaginary circumference described, in use, by the rotation of the free tips (9) of said blades (8) opposite to the respective said second axis (B);said rotor disc (10) being tiltable about a fourth axis (G) transversal to said second axis (B);each said rotor (5) further comprising control means (30) for controlling the cyclic pitch and collective pitch of the corresponding said blades (8);said control means (30) comprising, in turn, for each said rotor (5):a first actuator (51, 20) controllable to alter said collective pitch of the corresponding said blades (8); anda second actuator (21) controllable to alter the tilt of the corresponding said rotor disc (10) about said fourth axis (G);characterized in that said control means (30) comprise, for each said rotor (5), a rod (22) movable to alter the tilt angle (α, β) of the corresponding said rotor disc (10) about a fifth axis (H) transversal to said corresponding fourth axis (G) and to said second axis (B);said rod (22) being movable according to the helicopter or airplane configuration of said convertiplane (1), so as to control said tilt angle (α, β) according to said helicopter or airplane configuration of said convertiplane (1); said convertiplane (1) comprising, for each said rotor (5), a control member (15) operatively connected to the corresponding said first actuator (51, 20) and to the corresponding said rod (22), and selectively operable to alter said collective pitch of said corresponding said blades (8);each said control member (15) being movable:between a first and a second position, with which are associated respective first and second values of said collective pitch of said blades (8) characteristic of said helicopter configuration; andbetween said second and a third position, with which are associated respective second and third values of said collective pitch of said blades (8) characteristic of the transition from said helicopter configuration to said aeroplane configuration and of said aeroplane configuration;said rod (22) and control means (30) of each rotor (5) being configured in such a way that the movement of said control member (15) between the corresponding said second and third positions causes a reversal of said tilt of the corresponding rotor disc (10) with respect to and about said fifth axis (H).
전환식 항공기 및 그 제어 방법제 1 축을 갖는 동체, 한 쌍의 하프-윙, 및 상기 하프-윙의 서로 대향하는 단부에 배치된 한 쌍의 로터를 구비한 전환식 항공기가 개시된다. 상기 로터는 제 2 축에 힌지 연결된 마스트 및 상기 마스트에 힌지 연결된 복수의 블레이드를 포함한다. 상기 로터의 상기 마스트는, 헬리콥터 모드와 비행기 모드 사이에서 상기 전환식 항공기를 변환시키기 위하여, 상기 제 2 축과 상기 동체에 대하여 횡단하는 제 3 축을 중심으로 상기 제 2 축과 틸팅될 수 있다; 상기 제 2 축은, 상기 헬리콥터 모드에서 상기 제 1 축을 횡단하고, 또한 상기 비행기 모드에서 상기 제 1 축과 평행하다. 상기 로터 디스크는 제 4 축에 대하여 틸팅될 수 있다. 상기 로터는 상기 블레이드의 사이클릭 피치 및 콜렉티브 피치를 제어하기 위한 제어 수단을 포함한다; 제어 수단은 콜렉티브 피치를 변경하도록 제어 가능한 제 1 액추에이터, 상기 제 4 축을 중심으로 하는 상기 로터 디스크의 틸트를 변경하도록 제어 가능한 제 2 액추에이터;를 포함하고, 상기 전환식 항공기의 모드에 따라 제 5 축에 대한 대응하는 상기 로터 디스크의 틸트를 변경하기 위하여 로드가 이동 가능하다. 제 1 종축(A)을 갖는 동체(2);-한 쌍의 하프-윙(3); 및-상기 하프-윙(3)의 각각 서로 대향하는 단부에 배치된 한 쌍의 로터(5);를 포함하는 전환식 항공기(1)로서,각각의 상기 로터(5)는 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능한 마스트(6) 및 상기 제 2 축(B)에 대해 상기 마스트(6)에 힌지 연결된 복수의 블레이드(8)를 포함하고;각각의 상기 로터(5)의 상기 마스트(6)는, 상기 전환식 항공기(1)의 헬리콥터 구성과 비행기 구성 사이에서 상기 전환식 항공기(1)를 변환시키기 위하여, 상기 제 2 축(B)과 상기 동체(2)에 대하여 횡단하는 제 3 축(C)을 중심으로 상기 제 2 축(B)과 일체로 틸팅될 수 있고 ;각각의 상기 제 2 축(B)은, 사용시에 상기 헬리콥터 구성에서 상기 전환식 항공기(1)의 상기 제 1 축(A)을 횡단하고, 사용시에 상기 비행기 구성에서 상기 제 1 축(A)과 실질적으로 평행하며;각각의 상기 로터(5)는, 사용시 각각의 상기 제 2 축(B)과 반대쪽의 상기 블레이드(8)의 자유 팁(9)의 회전에 의하여 그려지는 가상 원주에 의해 정의되는 각각의 가상 로터 디스크(10)와 연관되고;상기 로터 디스크(10)는 상기 제 2 축(B)을 횡단하는 제 4 축(G)을 중심으로 틸팅될 수 있고;각각의 상기 로터(5)는 대응하는 상기 블레이드(8)의 사이클릭 피치 및 콜렉티브 피치를 제어하기 위한 제어 수단(30)을 더 포함하고;상기 제어 수단(30)은, 각각의 상기 로터(5)에 대해 차례로;-대응하는 상기 블레이드(8)의 상기 콜렉티브 피치를 변경하도록 제어 가능한 제 1 액추에이터(51, 20); 및-상기 제 4 축(G)을 중심으로 하는 대응하는 상기 로터 디스크(10)의 틸트(tilt)를 변경하도록 제어 가능한 제 2 액추에이터(21);를 포함하는,상기 전환식 항공기(1)에 있어서,상기 제어 수단(30)은, 각각의 상기 로터 (5)에 대해, 상기 대응하는 제 4 축(G) 및 상기 제 2 축(B)을 횡단하는 제 5 축(H)에 대한 대응하는 상기 로터 디스크 (10)의 틸트 각도(α, β)를 변경하도록 이동 가능한 로드(22)를 포함하고;상기 로드 (22)는 상기 전환식 항공기(1)의 헬리콥터 또는 비행기 구성에 따라 상기 틸트 각도(α, β)를 제어하기 위해 상기 전환식 항공기(1)의 헬리콥터 또는 비행기 구성에 따라 이동 가능하고;상기 전환식 항공기(1)가 사용시 상기 헬리콥터 구성에 있을 때, 상기 로터 디스크(10)는 사용시 상기 동체(2)를 향해 수렴하는 제 1 구성으로 배치되고;상기 전환식 항공기(1)가 사용시 상기 비행기 구성에 있을 때, 상기 로터 디스크(10)는 사용시 상기 동체(2)의 기수(nose)(12)를 향해 수렴하는 제 2 구성으로 배치되며;상기 대응하는 제 2 축(B)으로부터 대응하는 상기 자유 팁(9) 쪽으로 진행할 때, 각각의 상기 로터(5)의 상기 블레이드(8)는, 사용시 순간적으로 상기 동체(2) 부근의 측면 상에서 연장될 때, 사용시 대응하는 상기 하프-윙(3)으로부터 증가된 거리로 배치되고;또는 상기 로터 디스크(10)가, 사용시 그리고 상기 전환식 항공기(1)가 비행기 구성에 있을 때, 상기 로터 디스크(10)가 상기 제 1 축(A)에 직교하는 제 2 구성에 배치되는 것을 특징으로 하는,전환식 항공기(1).