1 Aéronef à décollage et atterrissage court1 aircraft takeoff and landing short
1 Le concept de l'avion civil actuel fig (la) est limité dans son évolution, entre autres,par 2 impératifs en opposition, d'une part la recherche de la rentabilité maximum, liée aux performances, et d'autre part les problèmes de nuisance: bruit, limite environnementale de l'interface (infrastructure sol). 1 The concept of the current civil aircraft fig (la) is limited in its evolution, among others, by 2 imperatives in opposition, on the one hand the search for the maximum profitability, related to the performances, and on the other hand the problems nuisance: noise, environmental limit of the interface (ground infrastructure).
l'augmentation de la charge payante et de la distance franchissable a pour conséquence d'augmenter la charge alaire,donc la puissance installée, le bruit et la distance de décollage. the increase of the payload and the range can increase the wing loading, thus the installed power, the noise and the take-off distance.
Les contraintes environnementales sont telles qu'on assiste à un blocage de l'évolution du concept classique le problème posé est donc de réduire les contraintes environnementales en réduisant de façon substantielle,le bruit et la distance de décollage,sans pour autant affecter les performances d,e l'aéronef et sa rentabilité Il existe,bien évidemment, des solutions pour réduire la distance de décollage, par exemple, les dispositifs hypersustentateurs, qui ont pour effet d'augmenter la valeur du coefficient de portance Cz de l'aile.Le niveau d'efficacité de ces dispositifs atteint une asymptotique technologique qu'il est difficile d'améliorer.Le Cz maximum est de l'ordre de 2,5 à3 Si l'on veut augmenter la charge payante et la distance franchissable il faut: soit augmenter la vitesse de décollage, soit augmenter la surface alaire donc augmenter la puissance installée.Or, l'augmentation de surface est elle même limitée par les contraintes environnementales liées aux infrastructures sol, en particulier la norme OACE limitant à 80 mètres l'envergure des aéronefs. par ailleurs, l'augmentation de la distance de décollage est limitée par la surface occupée par l'infrastructure sol (longueur des pistes) dans l'environnement urbain qui lui est de de plus en plus hostile l'amélioration du concept actuel d'un aéronef civil passe ainsi par l'augmentation: du coefficient de portance faute d'augmenter la surface S de l'aile la vitesse de décollage V2 et la distance de décollage.Le Cz étant lui même limité par les possibilités techniques,l'augmentation de la portance au décollage F= p/2 Cz S V2 passe par une force portante d'appoint indépendante de l'aile ce qui revient à obtenir un Cz équivalent à KCz classique K étant un coefficient multiplicateur 1. Cette augmentation de portance devant être obtenue sans altérer sensiblement la traînée Cx et sans imposer un supplément de puissance installée La présente invention est caractérisée par un concept fig lb, l c, l d qui permet d'obtenir un coefficient de portance total (aile + fuselage) ramené à la surface de l'aile classique supérieur de 20à40% du Cz de l'avion classique, un ratio Mg/Pu poids global de l'aéronef en daN sur puissance installée en cv égal ou supérieur au ratio de l'aéronef classique, et une réduction dimensionnelle de l'envergure sans modifier pour autant la surface alaire, en faisant participer le fuselage à la portance générale par une forme particulière en cuillère dans laquelle circule un flux d'air à grande vitesse généré par une hélice propulsive ou turbofan à grande dilution, placé à l'arrière du fuselage, qui se traduit par une portance pouvant atteindre 20 à 40% du poids de l'aéronef à une vitesse de déplacement faible voire nulle,conjuguée à la portance obtenue par une aile divisée en 2 sections (aile avant et aile arrière) équipées de dispositifs hypersustentateurs développés sur la totalité de l'envergure des dites ailes. The environmental constraints are such that there is a blockage of the evolution of the classical concept the problem posed is therefore to reduce the environmental constraints by substantially reducing the noise and the take-off distance, without affecting the performance of the engine. The aircraft and its profitability There are, of course, solutions to reduce the takeoff distance, for example, high lift devices, which have the effect of increasing the value of the coefficient of lift Cz of the wing. level of efficiency of these devices reaches a technological asymptotic that is difficult to improve.The maximum Cz is of the order of 2.5 to 3 If one wants to increase the payload and the range it is necessary: increase the take-off speed, ie increase the wing area and thus increase the installed power. Or, the surface increase is itself limited by the environmental constraints related to ground infrastructure, in particular the OACE standard limiting the wingspan of aircraft to 80 meters. on the other hand, the increase in the take-off distance is limited by the area occupied by the ground infrastructure (runway length) in the urban environment which is increasingly hostile to the improvement of the current concept of a civil aircraft passes through the increase of: the lift coefficient failing to increase the area S of the wing the take-off speed V2 and the takeoff distance. The Cz itself being limited by the technical possibilities, the increase of the lift-off lift F = p / 2 Cz S V2 passes through an additional independent bearing force of the wing, which amounts to obtaining a Cz equivalent to KCz, where K is a multiplier coefficient 1. This increase in lift must be obtained without substantially altering the drag Cx and without imposing additional power installed The present invention is characterized by a concept fig lb, lc, ld which provides a total coefficient of lift (wing + fusel age) brought back to the surface of the classic wing higher than 20 to 40% of the Cz of the conventional aircraft, a ratio Mg / Pu overall weight of the aircraft in daN on installed power in cv equal to or greater than the ratio of the aircraft conventional, and a dimensional reduction of the span without modifying the wing area, by involving the fuselage at the general lift by a particular spoon shape in which circulates a high-speed air flow generated by a propeller propeller or a turbofan with a large dilution, placed at the rear of the fuselage, which results in a lift of up to 20 to 40% of the weight of the aircraft at a low or zero displacement speed, combined with the lift obtained by a wing divided into 2 sections (front wing and rear wing) equipped with high lift devices developed on the entire wingspan of said wings.
Il est connu en soi que la circulation d'un flux d'air F à grande vitesse dans un tuyau coupé en '/2 section provoque,suivant la relation de BERNOUILLI pV2/2g une dépression qui se traduit par une force gradiante au vecteur de circulation suivant la fig 2 Si St est la surface projetée de la'/2 section du tuyau, dans lequel circule le flux F la force engendrée par cette circulation est Fz= k St x p p étant la force verticale par unité de surface k étant un coefficient de rendement suivant la Fig 2 (a)représente le '/2 tuyau (b) représente le vecteur de circulation F (c)représente le générateur d'air (hélice ou turbofan) (d) représente la force gradiante Fz la vitesse de circulation V du flux F dans le '/2 tuyau (a) dépend de la puissance installée (Pu) et du diamètre de l'hélice (0) suivant une relation connue en soi. Le concept appelé aile CUSTER a fait l'objet d'un brevet déposé en 1927 le canal de circulation a été intégré dans une aile classique. De ce fait la force 3 1 portante obtenue par l'aile CUSTER doit être diminuée de la force de l'aile classique équivalente à la surface occupée par l'aile CUSTER l'invention revendiquée utilise le principe connu en soi de la circulation d'un flux d'air à grande vitesse dans un canal. Elle est caractérisée par une 5 application de ce principe non pas à une aile mais à un fuselage de forme appropriée dite forme cuillère, qui libère la surface de l'aile et augmente la portance générale Afin d'améliorer la force Fz crée par la circulation du fluide F le fuselage est. caractérisé par une forme appropriée suivant la fig 3 dite forme cuillère dont la vue en plan représente une flèche dont les arêtes font un angle de 60 à75 par rapport au vecteur vitesse V et une section transversale évoluant d'une forme trapézoidale à l'avant à un '/2 anneau à l'extrémité arrière formant un canal de circulation du flux F alimenté par une hélice propulsive ou turbofan situé à l'arrière du fuselage le tourbillon marginal sur les arêtes en forme de flèche est aspiré par le flux F alimenté par l'hélice propulsive qui provoque une augmentation substantielle de (portance tourbillonnaire) qui peut atteindre 30% de la portance linéaire du fuselage. It is known per se that the circulation of an air flow F at high speed in a sectioned pipe causes, according to the relation of BERNOUILLI pV2 / 2g, a depression which results in a gradual force at the vector of According to FIG. 2, where St is the projected area of the pipe section, in which the flow F circulates, the force generated by this circulation is Fz = k St xpp being the vertical force per unit area k being a coefficient 2 (a) represents the pipe (b) represents the circulation vector F (c) represents the air generator (propeller or turbofan) (d) represents the gradual force Fz the circulation velocity V of the flow F in the pipe (a) depends on the installed power (Pu) and the diameter of the helix (0) according to a relationship known per se. The concept called CUSTER wing was the subject of a patent filed in 1927 the circulation channel was integrated into a classic wing. As a result, the load-bearing force obtained by the CUSTER wing must be reduced by the force of the conventional wing equivalent to the area occupied by the CUSTER wing. The claimed invention uses the principle known per se of the air circulation. a high-speed airflow in a channel. It is characterized by an application of this principle not to a wing but to a suitably shaped spoon-shaped fuselage, which frees the wing surface and increases the overall lift to improve the traffic-created Fz force. fluid F the fuselage is. characterized by a suitable shape according to Fig 3 said spoon shape whose plan view shows an arrow whose edges are at an angle of 60 to 75 relative to the speed vector V and a cross section evolving from a trapezoidal shape forward to a ring at the rear end forming a flow channel F fed by a propeller or turbofan located at the rear of the fuselage the marginal vortex on the arrow-shaped edges is sucked by the flow F fed by the propellant propeller which causes a substantial increase in (vortex lift) that can reach 30% of the linear lift of the fuselage.
La forme avant du fuselage occupe un volume Vu suffisant pour assurer le 20 logement de la charge utile et l'équipage.Elle est étudiée aérodynamiquement pour ne pas perturber l'écoulement du flux F. La partie en forme de canal est caractérisée par une section en forme de profil d'aile qui améliore la portance Fz. The front shape of the fuselage occupies a sufficient Vu volume to accommodate the payload and the crew. It is aerodynamically studied so as not to disturb the flow of the stream F. The channel-shaped part is characterized by a section shaped wing profile that improves the lift Fz.
La fig 3 est un exemple d'application de l'invention caractérisant la forme du 25 Fuselage la fig 3a représente une forme de cuillère qui est la forme de base inférieure du fuselage(3) avec une vue en plan en forme de flèche présentant des arêtes marginales faisant un angle de 60 à 75 la fig 3b représente la base du fuselage en forme de cuillère tronquée à l'arrière 30 en section % circulaire (4) la base arrière du fuselage étant relevée pour former ce cercle la section avant étant de forme trapézoidale (5) pour loger le fuselage habité 1 la fig 3c représente le fuselage habité (6) en position dans la base du fuselage en forme de cuillère la forme aérodynamique de cette partie du fuselage est étudiée pour ne pas altérer l'écoulement du flux F la circulation du flux est représentée par le vecteur (7) et le tourbillon marginal 5 aspiré par le flux F (8) la section arrière de la base du fuselage (3) est en forme de profil d'aile(9) sur sa '/2 circonférence pour améliorer les qualités aérodynamiques du flux le rendement énergétique Mg/Pu Mg étant le poids soulevé en daN et Pu la puissance motrice installée en cv de l'aile CUSTER est d'environ 3 à 4 A titre d'exemple, un avion classique à hélice a un ratio Mg/Pu qui varie de 3,5 pour un avion de chasse (P51) à 6 pour un bombardier B17,5 pour un DC3 et 5/6 pour un avion de tourisme,4 pour un C130 et 4,2 pour un Transall C160 l'amélioration du ratio revendiqué par l'invention est caractérisée par un apport de portance d'une aile tandem fortement hypersustentée qui apporte un complément à la portance du fuselage de forme cuillère et permet d'obtenir un ratio de l'ordre de 5 à7 toute chose égale d'ailleurs L'invention est également caractérisée par une augmentation possible de la masse totale à puissance égale et performances égales par rapport à un avion classique. Par exemple un aéronef conçu suivant l'invention comparé à un avion Transall C160 afficherait une masse totale de 10à15% supérieure La surface portante de l'aile est divisée en 2 '/2 ailes (avant et arrière) toutes les 2 portantes qui constituent une aile tandem connue en soi permettant une réduction d'envergure de 30% caractérisée par une disposition particulière des 2 voilures D/l >3 (D) étant l'écartement horizontal entre les 2 voilures et (1) la corde moyenne de l'aile avant et un écartement vertical H/1 variant entre 0,5 et 1,5 valeur obtenue par une disposition de l'aile arrière en forme d'aile de mouette avec un dièdre initial de l'ordre de 10 à 15 et une extrémité à dièdre inversé de l'ordre de -20à-30 tel que l'écoulement du tourbillon marginal de l'aile avant circule dans le V formé par l'aile arrière. Fig. 3 is an example of application of the invention characterizing the shape of the fuselage; Fig. 3a shows a spoon shape which is the lower base shape of the fuselage (3) with an arrow-shaped plan view showing marginal edges forming an angle of 60 to 75; FIG. 3b shows the base of the truncated spoon-shaped fuselage at the rear in a circular section (4), the rear base of the fuselage being raised to form this circle, the front section being Trapezoidal shape (5) for housing the inhabited fuselage 1 Fig 3c represents the inhabited fuselage (6) in position in the spoon-shaped fuselage base The aerodynamic shape of this part of the fuselage is studied so as not to alter the flow of the fuselage flow F the circulation of the flow is represented by the vector (7) and the marginal vortex 5 sucked by the flow F (8) the rear section of the fuselage base (3) is in the form of a wing profile (9) on its circumference e to improve the aerodynamic qualities of the flow energy efficiency Mg / Pu Mg being the weight raised in daN and Pu the engine power installed in CV of the wing CUSTER is about 3 to 4 As an example, a conventional aircraft propeller has a Mg / Pu ratio that ranges from 3.5 for a fighter jet (P51) to 6 for a B17.5 bomber for a DC3 and 5/6 for a passenger aircraft, 4 for a C130 and 4, 2 for a Transall C160 the improvement of the ratio claimed by the invention is characterized by a lift contribution of a tandem wing highly high lift which complements the lift of the spoon-shaped fuselage and provides a ratio of 1 The invention is also characterized by a possible increase in the total mass at equal power and equal performance compared to a conventional aircraft. For example an aircraft designed according to the invention compared to a Transall C160 aircraft would display a total mass of 10-15% greater The airfoil of the wing is divided into 2 '/ 2 wings (front and rear) every 2 carriers which constitute a tandem wing known per se allowing a span reduction of 30% characterized by a particular arrangement of the 2 wings D / 1> 3 (D) being the horizontal spacing between the 2 wings and (1) the average rope of the wing forward and a vertical spacing H / 1 ranging between 0.5 and 1.5 value obtained by a disposition of the wing-shaped rear wing gull with an initial dihedral of the order of 10 to 15 and an end to inverted dihedral of the order of -20 to -30 such that the flow of the marginal vortex of the front wing flows in the V formed by the rear wing.
La voilure tandem est également caractérisée par l'utilisation de volets Hypersustentateurs développés sur la totalité de l'envergure des 2 ailes suivant une cinématique connue en soi 1 la fig 4a est un exemple de disposition de l'invention dans laquelle le fuselage (10)en forme de cuillère est coiffé à l'avant par une aile (11) et à l(arrière par une aile (12) en forme de mouette l'écoulement tourbillonnaire (13) passant dans le V de l'aile arrière jusqu'à des angles d'incidence de 30 la fig 4b montre le développement des volets d'hypersustentation avant et arrière suivant une cinématique connue en soi qui peut être mécanique ou électrique le contrôle de la stabilité sur les 3 axes: tangage, roulis, lacet est obtenu par des volets aérodynamiques placés dans le souffle de l'hélice ou flux froid 10 d'un turbofan qui assurent une efficacité d'action indépendante de la vitesse de déplacement de l'aéronef l'invention est caractérisée par un dispositif de contrôle de la stabilité sur les 3 axes indépendante de la vitesse de déplacement de l'aéronef la fig 5 est un exemple de disposition des volets de contrôle en stabilité 15 placés dans le souffle de l'hélice propulsive (15) , le volet (16) agit en direction le volet (17) est constitué de 2 i/2 volets (17g) et (17d) qui peuvent agir en phase pour contrôler le tangage ou en différentiel pour contrôler le roulis un anneau 14 permet d'augmenter le rendement de l'hélice et diminuer le bruit l'utilisation des dispositions revendiquées par l'invention permet d'obtenir 20 pour un aéronef léger < 3000 kg de masse totale des performances de vol égales ou supérieures à l'avion classique correspondant tout en affichant une vitesse minimum de sustentation plus faible environ 15/16 ms, un décollage en moins de 250mètres et un atterrissage sous un angle de 20 avec un roulage au sol réduit pour un aéronef de gros tonnage l'invention permet de réduire la distance de décollage et la distance d'atterrissage, de diminuer le bruit au décollage de 20à30% , de faire des approches à des angles de descente bien supérieurs aux avions classiques sans altérer pour autant 1es performances de vol et de réduire les contraintes de surface sol par diminution de l'envergure des ailes la forme du fuselage permettant par ailleurs d'augmenter de près de 50% la surface du plancher utile sur un seul niveau The tandem wing is also characterized by the use of high lift flaps developed over the entire span of the two wings according to a kinematics known per se. FIG. 4a is an example of an arrangement of the invention in which the fuselage (10) spoon-shaped is capped at the front by a wing (11) and at the rear by a gull-shaped wing (12) the swirling flow (13) passing through the V of the rear wing to angles of incidence of FIG. 4b shows the development of the front and rear hypersustentation flaps according to a kinematics known per se which can be mechanical or electrical the control of the stability on the 3 axes: pitch, roll, yaw is obtained by aerodynamic flaps placed in the blast of the propeller or cold stream 10 of a turbofan which ensure an efficiency of action independent of the speed of displacement of the aircraft the invention is characterized by a device of co Control of the stability over the 3 axes independent of the speed of movement of the aircraft FIG. 5 is an example of an arrangement of the stability control flaps 15 placed in the propulsive propeller (15), the flap (16) ) acts in the direction of the flap (17) consists of 2 i / 2 flaps (17g) and (17d) which can act in phase to control the pitch or differential to control the roll a ring 14 can increase the performance of the propeller and reduce the noise the use of the provisions claimed by the invention makes it possible to obtain 20 for a light aircraft <3000 kg total mass flight performance equal to or greater than the corresponding conventional aircraft while displaying a speed lower lift required about 15/16 ms, a take-off in less than 250 meters and a landing at an angle of 20 with a reduced taxi for a large aircraft the invention makes it possible to reduce the take-off distance e t the landing distance, to reduce the take-off noise by 20 to 30%, to make approaches to angles of descent much higher than conventional aircraft without altering flight performance and reducing ground surface stresses by decreasing wingspan the shape of the fuselage also allows to increase by nearly 50% the floor area useful on a single level
revendicationsclaims
1 1 Aéronef à décollage et atterrissage court caractérisé par un concept de fuselage porteur et aile tandem fortement hypersustentée, permettant d'obtenir un coefficient de portance Cz total (aile + fuselage) supérieur de 20 à 40% au Cz de l'avion classique à surface d'aile égale, une augmentation du ratio Mg/Pu,Mg étant le poids total de l'aéronef,Pu étant la puissance installée, et une diminution de l'envergure de l'aile, à surface égale à l'aile unique d'un avion classique 2 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 caractérisé par un fuselage porteur en forme de cuillère générant une portance d'appoint substantielle allant de 20% à 40ù du poids total de l'aéronef,portance s'ajoutant à la portance de la voilure 3 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 2 caractérisé par un fuselage porteur en forme de cuillère dont la vue en plan forme une flèche, dont les arêtes font un angle de 60 à 75 avec le Vecteur vitesse et une section transversale évoluant de trapézoidale à l'avant à un'/2 anneau à l'extrémité arrière, formant ainsi un canal dans lequel circule un flux d'air F à grande vitesse alimenté par une hélice propulsive de manière connue en soi. La forme du fuselage permet le logement de la charge utile et de l'équipage sans altérer l'écoulement du flux d'air F. La section du canal dans laquelle circule le flux F est en forme longitudinale de profil d'aile pour améliore la valeur de la portance 4 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 3 Caractérisé par l'augmentation de portance du fuselage généré par l'aspiration du tourbillon marginal aux arêtes du fuselage par le flux d'air F alimenté par l'hélice propulsive qui s'ajoute à la force portante générée par la circulation du fluide dans le canal Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 caractérisé par une augmentation du rendement énergétique Mg/Pu obtenu 1 par un apport de portance du fuselage, autorisant ainsi une augmentation de la masse totale à puissance égale au concept classique 6 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 constituée d' une aile de type tandem connue en soi caractérisée par une disposition particulière des 2 voilures avant et arrière telle que le rapport D/L >3 (D) étant la distance horizontale entre les 2 voilures et (L) la corde moyenne de l'aile avant et une disposition verticale H/L variant cle 0,5 à 1,5, H étant la distance verticale entre les 2 voilures la variation de H étant obtenue par effet dièdre de l'aile arrière en forme d'aile de mouette de 10 à 15 avec extrémités en dièdre inversé de -20 à -30 les 2 ailes avant et arrière portant des dispositifs hypersustentateurs sur la totalité de leur envergure 7 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 6 caractérisé par un écoulement du tourbillon marginal de l'aile avant dans le creux du V de l'aile arrière jusqu'à une incidence de +30 8 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 Caractérisé par un contrôle de stabilité sur les 3 axes assuré par des volets aérodynamiques indépendants de la vitesse de déplacement de l'aéronef situés dans le souffle de l'hélice propulsive ou dans le flux froid d'un turbofan 9 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 2 caractérisé par une surface de plancher utile d'un seul niveau d'une Surface 30à50% supérieure à celle d'un plancher d'un avion classique 1 1 Take-off and short landing aircraft characterized by a concept of a carrier fuselage and tandem wing that is highly oversized, which makes it possible to obtain a total lift coefficient Cz (wing + fuselage) that is 20 to 40% greater than the Cz of the conventional aircraft at equal wing area, an increase in the ratio Mg / Pu, Mg being the total weight of the aircraft, Pu being the installed power, and a decrease in wingspan, with a surface equal to the single wing of a conventional aircraft 2 A take-off and short landing aircraft according to claim 1 characterized by a spherical carrier fuselage generating a substantial auxiliary lift ranging from 20% to 40% of the total weight of the aircraft, lift added to the lift of the wing 3 A take-off and short landing aircraft according to claim 2, characterized by a spoon-shaped carrier fuselage whose plan view forms an arrow, the edges of which form an angle of 60 to 75 with the vector velocity and a cross section evolving from trapezoidal at the front to a '/ 2 ring at the rear end, thus forming a channel in which circulates a flow of air F at high speed powered by a propeller propeller in known manner in itself. The shape of the fuselage allows the housing of the payload and the crew without altering the flow of the air flow F. The section of the channel in which the flow F flows is longitudinally shaped wing profile to improve the value of the lift 4 Take-off and short landing aircraft according to claim 3 characterized by the increase in lift of the fuselage generated by the suction of the marginal vortex at the fuselage edges by the air flow F supplied by the propulsive propeller which adds to the load-bearing force generated by the circulation of the fluid in the take-off and landing short aircraft channel according to claim 1, characterized by an increase in the Mg / Pu energy efficiency obtained by a contribution of lift of the fuselage, thus allowing an increase in the total mass at power equal to the conventional concept 6 Take-off and short landing aircraft according to claim 1 consisting of a known tandem wing type e n is characterized by a particular arrangement of the two front and rear wings such that the ratio D / L> 3 (D) is the horizontal distance between the two wings and (L) the average rope of the front wing and a vertical arrangement H / L varying from 0.5 to 1.5, where H is the vertical distance between the 2 wings the variation of H being obtained by dihedral effect of the wing-shaped wing of the seagull from 10 to 15 with dihedral ends inverted from -20 to -30 the 2 front and rear wings carrying high lift devices over their entire span 7 Short take-off and landing aircraft according to claim 6 characterized by a flow of the marginal vortex of the front fender in the hollow of the V from the rear wing to an incidence of +30 8 Take-off and short landing aircraft according to claim 1 Characterized by a stability control on the 3 axes provided by aerodynamic flaps independent of the fast of the aircraft located in the propulsive propeller blast or in the cold stream of a turbofan 9 A take-off and short landing aircraft according to claim 2 characterized by a useful floor area of a single level of a Surface 30 to 50% greater than that of a floor of a classic airplane