FR2532616A1 - Avions munis d'ailettes marginales mobiles a mouvements coordonnes - Google Patents
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Abstract
L'OBJET DE CETTE INVENTION EST CARACTERISEE PAR L'ADJONCTION A UN AVION DE TYPE CLASSIQUE COMPORTANT UNE DERIVE ASSURANT LES FONCTIONS DE STABILITE ET DE COMMANDE AUTOUR DE L'AXE DE LACET, D'UNE AILETTE MARGINALE MONTEE MOBILE A CHAQUE EXTREMITE DE VOILURE ET MUE PAR UN MOYEN D'AUTOMATISME PERMETTANT LE REGLAGE DE SA POSITION SELON UN ANGLE REGLABLE EN FONCTION DU DEPLACEMENT D'UNE COMMANDE PLACEE EN POSTE DE PILOTAGE DE FACON A OBTENIR UN VOL DERAPE STABLE ET EQUILIBRE, LES AILES ETANT HORIZONTALES. CE SYSTEME PERMET DE FAIRE VARIER L'ANGLE DE DERAPAGE EN GARDANT LES AILES DE L'AVION HORIZONTAL.
Description
AVIONS MUNIS D'AILETWS MR6IN(LES iYI)BILES A MOUVEMENTS COORBONNES
La présente invention a trait au domaine des aeronefs et concerne
tout particulièrement des perfectionnements aux ailettes marginales pour
extrémités d'ailes d1avions, destinees à améliorer l'aérodynamisme de la
voilure et permettre un vol équilibre et stable par vent de travers.
La présente invention a trait au domaine des aeronefs et concerne
tout particulièrement des perfectionnements aux ailettes marginales pour
extrémités d'ailes d1avions, destinees à améliorer l'aérodynamisme de la
voilure et permettre un vol équilibre et stable par vent de travers.
Les ailettes marginales (en anglais "winglets") sont connues depuis
plusieures années et ont été montées sur des avions d'affaires comme par
exemple le-LEAR JET 28 ou le KC 135 americain. On sait qu'il s'agit de pa
rois sensiblement verticales placées en extrémité de voilure d'un avion et
qui ont la propriété de redresser le courant d'air tourbillonant en bout
d'aile. En effet, lors du vol, il se produit des surpressions d'air sur la
partie inférieure (ou intrados) de la voilure et; au contraire, des dépres
sions sur la partie supérieure (ou "extrados"). L'air a donc tendance à
passer de l'intrados vers l'extrados et a créer ainsi des tourbillons en
bout d'aile.Les ailettes marginales permettent donc de modifier la repar-
tition de portance tout le long de l'envergure de l'aile et d'améliorer
ainsi le rendement aérodynamique de la voilure.
plusieures années et ont été montées sur des avions d'affaires comme par
exemple le-LEAR JET 28 ou le KC 135 americain. On sait qu'il s'agit de pa
rois sensiblement verticales placées en extrémité de voilure d'un avion et
qui ont la propriété de redresser le courant d'air tourbillonant en bout
d'aile. En effet, lors du vol, il se produit des surpressions d'air sur la
partie inférieure (ou intrados) de la voilure et; au contraire, des dépres
sions sur la partie supérieure (ou "extrados"). L'air a donc tendance à
passer de l'intrados vers l'extrados et a créer ainsi des tourbillons en
bout d'aile.Les ailettes marginales permettent donc de modifier la repar-
tition de portance tout le long de l'envergure de l'aile et d'améliorer
ainsi le rendement aérodynamique de la voilure.
Les brevets américains N 4190219, 4205810 et 4245804 définissent des 'r
winglets à formes très spécifiques relatives à des ailettes marginales par
ticuliéres fixées en extrémité de voilure et et qu améliorent, certes, l'aé-
rodynamisme de la voilure mais ne permettent pas de créer des forces laté
rales équilibrant les forces de portance latérale de l'ensemble avion lors
que l'avion voleZavec un angle de dérapage.
Il existe par ailleurs des dérives placées en bout de voilure sur
des avions ayant une forte flèche de telle sorte que que position très en
arrière de l'avion leur confère un role stabilisateur comme une dérive d'a
vion classique. Lorsque ces drives sont mobiles ou comportent un volet mo
bile (drapeau orientable), les deux surfaces ainsi crées n'ont pas un mou
vement coordonné permettant d'effectuer un derapage stabilisé, mais permet
tent seulement de creer un moment permettant à l'avion de tourner autour de
son axe de lacet (rappelons que ce dernier est vertical lorsque l'avion est
horizontal). En fait, ces dérives n'ont pas la même fonction que les ailet
tes marginales qui n'ont pas de rdle ni d'effet important de stabilité en
moment autour de l'axe de lacet.Les ailettes marginales mobiles, objet de
l'invention, ont pour but de créer des foces latérales sans création de mo
ment important autour de l'axe de lacet, tout en améliorant les caractéris
tiques aérodynamiques de la voilure et rectifient les dissymétries de por
tance dûes au vent lateral.
des avions ayant une forte flèche de telle sorte que que position très en
arrière de l'avion leur confère un role stabilisateur comme une dérive d'a
vion classique. Lorsque ces drives sont mobiles ou comportent un volet mo
bile (drapeau orientable), les deux surfaces ainsi crées n'ont pas un mou
vement coordonné permettant d'effectuer un derapage stabilisé, mais permet
tent seulement de creer un moment permettant à l'avion de tourner autour de
son axe de lacet (rappelons que ce dernier est vertical lorsque l'avion est
horizontal). En fait, ces dérives n'ont pas la même fonction que les ailet
tes marginales qui n'ont pas de rdle ni d'effet important de stabilité en
moment autour de l'axe de lacet.Les ailettes marginales mobiles, objet de
l'invention, ont pour but de créer des foces latérales sans création de mo
ment important autour de l'axe de lacet, tout en améliorant les caractéris
tiques aérodynamiques de la voilure et rectifient les dissymétries de por
tance dûes au vent lateral.
Il existe également un brevet français N 8202548 décrivant un sys J, tême de winglets mobiles revenant en position neutre des que les efforts sur la structure sont importants. Ce système ne donne pas la possibilité de créer des forces latérales dans la mesure où les ailettes marginales doivent rester constamment symétriques par rapport au plan de symétrie avion.
Ce n'est pas le cas de l'invention présentée ici qui permet de définir les forces latérales optimales à appliquer sur l'avion.
Un but de l'invention est d'ameliorer l'aérodynamisme d'une voilure d'avion grâce à la mise en oeuvre d'ailettes marginales dans des conditions bien particulières.
Un autre but est d'augmenter le rapport Cz/Cx, appelé "finesse" d'un avion. On sait que Cz représente le coefficient de portance défini par la relation
P = 1/2 ff . Cz. y2. Sz dans laquelle : P est la force portance; e la densité de l'air; V la vitesse de l'avion et Sz la surface de référence de la voilure; et que Cx est le coefficient de trainée défini par la formule
F = 1/2,e . Cx. 02. Sx dans laquelle : F est la force de trainée, Sx est la surface frontale de référence de l'avion, les autres paramètres ayant les mêmes définitions que ci-dessus.
P = 1/2 ff . Cz. y2. Sz dans laquelle : P est la force portance; e la densité de l'air; V la vitesse de l'avion et Sz la surface de référence de la voilure; et que Cx est le coefficient de trainée défini par la formule
F = 1/2,e . Cx. 02. Sx dans laquelle : F est la force de trainée, Sx est la surface frontale de référence de l'avion, les autres paramètres ayant les mêmes définitions que ci-dessus.
Une telle augmentation du rapport précite entraine une série d'avantages, visés par l'invention, à savoir : la possibilite d'accroitre la force portante de l'avion et donc d'augmenter sa charge marchande à vitesse donnée ; la diminution de la vitesse de décrochage de l'avion ; la possibilité pour ce dernier de mieux planer ; et, enfin, la sensible diminution de consommation de carburant, laquelle peut atteindre 3 à 10%, ce qui permet de ce fait d'augmenter le rayon d'action de l'avion.
Juste avant l'attérissage les avions doivent suivre une route précise dans le plan vertical contenant la ligne médiane de la piste d'attérissage. Ce plan est appelé plan de descente. Lorsque la direction du vent n'est pas parallèle à la piste, il existe un vent de travers entrainant l'avion en dehors de la piste d'attérissage. Le pilote doit alors voler en crabe pour mainteneir le céntre de gravité de son avion dans le plan de descente. Juste avant le toucher des roues l'avion est remis dans l'axe de piste et est soumis alors à des forces latérales importantes qui sont contrées par le frottement des pneus sur le sol, créant une usure importante des pneus et des efforts importants sur le terrain d'attérissage.
L'objet de l'invention est de permettre à un avion en finale avant l'attérissage d'avoir l'axe fuselage parallèle à la piste, meme par vent de travers important, et de réduire ainsi grandement l'usure des pneus à l'at- térissage et de diminuer les efforts appliqués sur le train d'attérissage.
De façon générale, ce système permet de faire évoluer le centre de gravité de l'avion dans le pl-an de symétrie avion par vent de travers, ou de voler de façon stable avec un angle de dérapage donné.
Ce système permet également de créer des-forces latérales permettant de piloter l'avion en transversal sans utiliser de façon importante les gouvernes classiques (aileron, drapeau, empennage) et sans faire tourner l'avion autour de son centre de gravité. Ceci est très interressant par exemple pour les photographies aériennes précises ou de façon générale pour obtenir un pointage précis depuis un avion.
Lorsque l'on fait varier la position d'un élément mobile d'un avion en vol, ceci modifie l'écoulement aérodynamique autour de l'avion et modifie l'ensemble des forces appliquées sur celui-ci. Lorsque l'on augmente l'angle (voir FIG. 1) en braquant l'ailette marginale droite, ceci a pour effet principal d'augmenter la force Td (voir FIG. 1) car la réparti- tion de portance en envergure est modifiée. Toute chose egale par ailleurs, il existe donc une relation entre l'angle α d et Td, et une autre relation entreeXd et Pd.Cette relation peut être' définie par les fonctions
Td = f( d)
a Pd = 9( d)
M α d G(α( d)
TG = h(α G)
# Pd =
#M α G = I(çiG) où : f est la fontion liant α d et Td g est la fontion "" α d et la variation de Pd(oRPd)
G " " " " < d et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force Pd
h est la fontion liant α G et la TG
i " " " " α G et la variation de
I " " 1l 1l ( et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force PG.
Td = f( d)
a Pd = 9( d)
M α d G(α( d)
TG = h(α G)
# Pd =
#M α G = I(çiG) où : f est la fontion liant α d et Td g est la fontion "" α d et la variation de Pd(oRPd)
G " " " " < d et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force Pd
h est la fontion liant α G et la TG
i " " " " α G et la variation de
I " " 1l 1l ( et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force PG.
Lorsqu'un avion est en dérapage, il.existe un angle ss entre le vecteur vitesse du vent relatif et l'axe avion. Cet angle est appelé angle de dérapage.
Les consequences principales de ce dérapage sont 10) de créer une portance latérale T de l'ensemble avion appliquée en gene- ral a l'arrière du fuselage.
20) de créer une dissymétrie de portance en augmentant la portance d'une
aile par rapport à l'autre. Lorsque le vent relatif vient de la droite, le
fuselage masque une partie de l'aile gauche et frappe de plein fouet l'aile
droite. La portance Pd augmente, et la portance PG diminue. Plus l'angle de
dérapage ss augmente, plus ce phénomène est important. Toute chose par ail
leurs étant égale, il existe une relation entre la valeur du dérapage et Pd
d'une part, et d'autre part entre la valeur du dérapage et PG.
aile par rapport à l'autre. Lorsque le vent relatif vient de la droite, le
fuselage masque une partie de l'aile gauche et frappe de plein fouet l'aile
droite. La portance Pd augmente, et la portance PG diminue. Plus l'angle de
dérapage ss augmente, plus ce phénomène est important. Toute chose par ail
leurs étant égale, il existe une relation entre la valeur du dérapage et Pd
d'une part, et d'autre part entre la valeur du dérapage et PG.
Pd = k( ss ) ; b M d = K( )
T = l( b )
PG = m( ss) # M G = M(ss) où
k est la fonction liants et la variation de Pd
K " " " " " " " " du moment autour de l'axe
de roulis de la force Pd
1 est la fonction liante et T
m t " " " " et la variation de PG M " " " " II et " " du moment autour de l'axe
de roulis de la force PG
Pour avoir un vol équilibré en dérapage, il est nécessaire d'une part
que la force latérale due aux ailettes marginales equilibre la portance la
tépale de l'ensemble avion,eet que d'autre part la dissymétrie de moment
autour de l'axe de roulis introduite par les différences de portance des
deux ailes soit équilibrée par le moment autour de l'axe de roulis des va
riations de portance dues aux braquage des ailettes marginales.
Pour avoir un vol équilibré il est donc necessaire d'avoir a la fois
les deux conditions suivantes réalisées T + T1 + T2 = O et l( p ) + f(o,, d) + f(α G) = 0
Les fonctions f, g, G, h, i, I, k, K, 1, m, M étant définies pour une géo-
métrie d'avion donnée, il existe donc un ensemble de deux équations à deux
inconnues permettant de définir l'angle d'incidence de chaque ailette mar
ginale correspondant à chaque valeur de dérapage.
les deux conditions suivantes réalisées T + T1 + T2 = O et l( p ) + f(o,, d) + f(α G) = 0
Les fonctions f, g, G, h, i, I, k, K, 1, m, M étant définies pour une géo-
métrie d'avion donnée, il existe donc un ensemble de deux équations à deux
inconnues permettant de définir l'angle d'incidence de chaque ailette mar
ginale correspondant à chaque valeur de dérapage.
DEFiNITIONS : (voir Figures N 1,2,3)
a : angle de base des ailettes marginales mesuré, entre l'axe de base et le
plan de symetrie avion. L'axe de base est confondu avec la corde de réfé--
rence des ailettes marginales lorsque leur braquage est nul.
a : angle de base des ailettes marginales mesuré, entre l'axe de base et le
plan de symetrie avion. L'axe de base est confondu avec la corde de réfé--
rence des ailettes marginales lorsque leur braquage est nul.
αd : angle de braquage de l'ailette marginale droite par rapport à la posi
tion de base mesuré entre la corde de référence des ailettes et l'axe de
base.
tion de base mesuré entre la corde de référence des ailettes et l'axe de
base.
otG angle de braquage de l'ailette marginale gauche par rapport à la posi tion de base mesuré entre la corde de référence des ailettes et l'axe de base.
: : ang-le formé entre le vecteur vitesse du vent relatif et l'axe avion
T : force de portance latérale de l'ensemble avion.
T : force de portance latérale de l'ensemble avion.
Pd : force portante de la voilure droite.
PG : force portante de la voilure gauche.
Td : force portante latérale de l'ailette marginale droite.
TG :- force portante latérale-de l!ailette marginale gauche.
Un calcul simplifie montre que α d = ss 1/h + K+M
f/h-1 et ne
f/h-1 et ne
L'objet de cette invention est caractérisé par l'adjonction à -un avion de type classique comportant une dérive assurant les fonctions de stabilité et de commande autour de l'axe de lacet, une ailette marginale montée mobile à chaque extrémité de voilure et mue par un moyen d'automatisme permettant le réglage de sa position selon un angle reglable en fonction du déplacement d'une commande placée en poste de pilotage de façon à obtenir un vol dérapé stable et équilibré, les ailes étant horizontales.
Il est possible de concevoir une ailette marginale qui ne serait pas constituée d'un seul élément mobile mais de plusieurs éléments dont cernai tains seraient mobiles de façon à créer un effet aérodynamique sensiblement semblable à celui créé par une ailette constituée par un seul élément mobile.
On peut également ameliorer le système en montant l'ailette libre et en y adjoignant un volette conception classique, (en anglais "trim".).
La commande placée en poste de pilotage peut être constituée par une poignée tournante. Le pilote connaissant sa vitesse d'approche et la composante du vent de travers, peut préafficher une rotation de la poignée tournante correspondant au dérapage désiré. Cette poignée peut être intégrée au manche ou au volant (voir Figure N04).
D'autre part, pour des raisons de sécurité, les cas de panne devront être etudiés. Il est possible d'améliorer le système en obligeant les ailettes marginales à venir dans une position neutre ou a être rendues libres si les conditions de sécurité l'imposent.
Claims (5)
1- Ailettes marginales destinées a améliorer l'aérodynamisme de la voilure
d'un avion comportant une dérive de type classique, caractérisées en ce
qu'elles sont montées mobiles à l'extrémité des ailes de l'avion et qu'el
les sont mues par un moyen d'automatisme permettant le réglage de la posi
tion de chaque ailette marginale selon un angle réglable en fonction du dé-
placement d'une commande placée en poste de pilotage de façon-à obtenir un vol dérapé stable et-equ-ilibre avec les ailes h-orizontales.
2- Ailettes selon la revendication 1, caractérisées en ce qu'elles sont constituées, non pas par un seul élément mobile, mais par plusieurs parties dont certàines sont mobiles et d'autres fixes.
3- Ailettes selon la revendication 1, caractérisées en ce que la commande
placée en poste de pilotage est une poignée tournante placée à l'extrémité
supérieure du manche ou du volant de pilotage.
4- Ailettes selon la revendication 1, caractérisée en ce que les ailettes marginales peuvent être rendues libres par le pilote si les conditions de
sécurité l'exigent.
5- Ailettes selon la revendication ï, caractérisées en ce que les ailettes marginales sont constituees d'une partie mobile et libre et d'un voletai, loté par le pilote.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8215025A FR2532616A1 (fr) | 1982-09-03 | 1982-09-03 | Avions munis d'ailettes marginales mobiles a mouvements coordonnes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8215025A FR2532616A1 (fr) | 1982-09-03 | 1982-09-03 | Avions munis d'ailettes marginales mobiles a mouvements coordonnes |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2532616A1 true FR2532616A1 (fr) | 1984-03-09 |
Family
ID=9277203
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8215025A Withdrawn FR2532616A1 (fr) | 1982-09-03 | 1982-09-03 | Avions munis d'ailettes marginales mobiles a mouvements coordonnes |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2532616A1 (fr) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2846165A (en) * | 1956-06-25 | 1958-08-05 | John A Axelson | Aircraft control system |
| FR1204997A (fr) * | 1958-10-28 | 1960-01-29 | Nouveau système de gouvernes pour aéronef |
-
1982
- 1982-09-03 FR FR8215025A patent/FR2532616A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2846165A (en) * | 1956-06-25 | 1958-08-05 | John A Axelson | Aircraft control system |
| FR1204997A (fr) * | 1958-10-28 | 1960-01-29 | Nouveau système de gouvernes pour aéronef |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |