La présente invention concerne un dispositif destiné à la propulsion d'un avion avec deux moteurs couplés mécaniquement à une simple ou une double hélice, l'ensemble moteurs hélice, ou hélices, étant disposé dans l'axe de la cellule de l'avion, et non sur les ailes, comme sur un bimoteur conventionnel. The present invention relates to a device intended for the propulsion of an airplane with two engines mechanically coupled to a single or a double helix, the set of propeller engines, or propellers, being arranged in the axis of the aircraft's cell, and not on the wings, like on a conventional twin engine.
Dans la conception d'un avion bimoteur les moteurs thermiques à explosion ou turbopropulseurs font partie intégrante des ailes de l'avion. De ce fait le calcul de l'aile doit tenir compte des contraintes mécaniques impliquées par l'ajout du moteur. De même l'emplanture de l'aile à la cellule de l'avion, que cette aile soit constituée d'une seule pièce, ou de deux ailes, droite et gauche, devra tenir compte de certaines contraintes mécaniques liées à cette conception. Il est bien évident que l'aile d'un avion monomoteur ne supporte pas les mêmes contraintes que celle d'une aile de bimoteur. L'incorporation d'un moteur de quel type qu'il soit à une aile d'avion doit tenir compte et du poids de ce dernier et de divers efforts qui vont soumettre cette aile à la flexion, torsion, traction; compression et cisaillement. Ces contraintes mécaniques doivent répondre à un coefficient de sécurité concevable avec les matériaux utilisés. Du fait de l'intégration de l'élément moteur la conception de cette aile, par la logique même, est différente d'une aile d'un avion monomoteur où ce dernier se trouve implanté dans la cellule même de l'avion en avant du cockpit. L'action de l'hélice, couple gyroscopique, couple moteur, vibrations etc... se produisent dans l'axe de l'avion ou axe de roulis. Le cas est totalement différent pour un avion bimoteur. L'arrêt d'un moteur, par exemple moteur droit, particulièrement lors des phases d'atterrissage ou de décollage peut créer une situation critique voir dangereuse du fait d'un effet de couple du moteur gauche qui va nécessiter de mettre du pied et utiliser le palonnier, donc la gouverne de direction pour contrer un effet de lacet qui va générer un effet de roulis induit faisant s'incliner l'avion dans le sens du virage. Ces effets sont d'autant plus importants que la puissance des moteurs et la vitesse de l'avion est élevée. Virage et inclinaison sont mal venus, déséquilibrant l'avion lors d'une de ces phases de vol des plus critiques. Ce même problème en altitude n'engendre de ce fait pas les mêmes dangers car il laisse du temps, et de l'espace du fait de l'altitude pour contrer et équilibrer les forces. Le pilotage d'un bimoteur est intrinsèquement différent d'un monomoteur à tel point qu'une qualification du type est obligatoire et qu'il est impératif d'enseigner l'arrêt d'un moteur pour apprendre à contrer les réactions induites... tant en vol, qu'en phase d'atterrissage, ou de décollage. Le fait de disposer les deux moteurs dans la cellule, et que ces derniers actionnent, une seule ou deux hélices, dans l'axe de l'avion, ne justifierait plus une qualification de type bimoteur car les phénomènes des déséquilibres induits lors d'un arrêt moteur n'induirait plus de déséquilibre de vol. Enfin les contraintes mécaniques impliquées aux ailes lors d'un atterrissage brutal, ainsi qu'à leur emplanture peuvent rapidement être à la limite de la sécurité, cela étant d'autant plus critique pour un bimoteur que pour un monomoteur. L'ensemble de ces contraintes mécaniques impliquent la nécessité des contrôles périodiques et des révisions générales imposées pour tout type d'avion. Pour des questions de puissance, comparée au poids, au volume du moteur; ainsi qu'à leur fiabilité, les turbopropulseurs ont tendance à remplacer les moteurs thermiques à explosion. De ce fait, des avions monomoteur approchent des vitesses que seuls les avions à réaction pouvaient atteindre il y a quelques années. Ce type de moteur turbopropulseur est particulièrement adapté au couplage de deux moteurs pour réaliser un avion bimoteur sans nécessiter de disposer ces derniers sur le plan de la voilure. In the design of a twin-engine aircraft the combustion engines or turboprops are an integral part of the wings of the aircraft. Therefore the calculation of the wing must take into account the mechanical constraints involved in adding the engine. Similarly the wing root to the aircraft cell, whether this wing consists of a single piece, or two wings, right and left, must take into account some mechanical constraints related to this design. It is obvious that the wing of a single engine aircraft does not support the same constraints as that of a twin-engine wing. The incorporation of an engine of whatever type it is to an airplane wing must take into account and the weight of the latter and various efforts that will subject this wing to bending, twisting, traction; compression and shearing. These mechanical constraints must meet a conceivable safety factor with the materials used. Due to the integration of the motor element the design of this wing, by the same logic, is different from a wing of a single engine aircraft where the latter is located in the airframe of the aircraft ahead of cockpit. The action of the propeller, gyroscopic torque, engine torque, vibrations etc ... occur in the axis of the aircraft or roll axis. The case is totally different for a twin-engine aircraft. Stopping an engine, for example a right engine, particularly during the landing or take-off phase can create a critical situation, which is dangerous because of a torque effect of the left-hand motor which will require putting on and using the rudder, so the rudder to counteract a yaw effect that will generate a roll induced effect causing the aircraft to tilt in the direction of the turn. These effects are all the more important as the power of the engines and the speed of the aircraft is high. Toning and tilting are bad, unbalancing the plane during one of these phases of the most critical flight. The same problem at altitude does not cause the same dangers because it leaves time, and space due to the altitude to counter and balance the forces. The piloting of a twin engine is intrinsically different from a single engine to such a point that a type rating is mandatory and it is imperative to teach the stopping of an engine to learn to counter the reactions induced ... both in flight, in landing phase, or take-off. The fact of arranging the two motors in the cell, and that they operate, one or two propellers, in the axis of the aircraft, would no longer justify a qualification of twin-engine type because the phenomena of the imbalances induced during a shutdown would no longer induce flight imbalance. Finally, the mechanical stresses involved in the wings during a hard landing, as well as their root can quickly be at the limit of safety, this being all the more critical for a twin engine that for a single engine. All of these mechanical constraints imply the need for periodic inspections and general overhauls imposed for all types of aircraft. For power issues, compared to weight, engine volume; as well as their reliability, turboprops tend to replace combustion engines. As a result, single-engine aircraft are approaching speeds that only jet aircraft could reach a few years ago. This type of turboprop engine is particularly suitable for coupling two engines to achieve a twin-engine aircraft without the need to arrange the latter in terms of the wing.
Le dispositif selon l'invention, permet de remédier aux inconvénients des moteurs implantés dans les ailes pour réaliser un bimoteur. The device according to the invention makes it possible to remedy the disadvantages of the motors implanted in the wings to produce a twin engine.
1/- Il comporte, selon une première caractéristique, l'intégration, non pas dans les ailes de deux turbopropulseurs, mais dans la partie postérieure de la cellule, voir à l'extérieur de celle-ci, tout comme on le fait pour des réacteurs. Il laisse court à une aile, basse, ou haute, mais surtout à l'allégement des ces dernières qui n'ont plus à supporter les contraintes des moteurs qui imposaient une conception plus lourde pour assurer un coefficient de sécurité compatible à cette conception. 2/- Que les turbopropulseurs soient disposés à l'intérieur de la cellule dans la partie postérieure ou à l'extérieur de cette dernière comme on le fait avec des réacteurs lesdits turbopropulseurs sont couplés mécaniquement à une ou deux hélices qui elle se situe dans l'axe de la cellule au dessus de la queue du fuselage. 3/- En cas de panne d'un moteur il n'y a plus de déséquilibre du au couple moteur puisque 30 se dernier se situe dans l'axe de l'avion, ou axe de roulis, que l'on utilise une ou deux hélices. 4/- La gouverne de direction et de profondeur se situent en position latérale à l'hélice, ou aux deux hélices, car on utilise un empennage dit empennage Papillon , empennage ouvert vers le haut; comme on peut en voir sur des avions d'entraînement du type: Fouga Magister. Dans ce type chacune des partie du V fait fonction de gouverne de direction et de profondeur. 5/- Une autre version comporte une partie horizontale de part et d'autre de la cellule sert de gouverne de profondeur. A l'extrémité de ces dernières une partie verticale inclinée en V sert de gouverne de direction. Un modèle approchant compose l'avion de chasse américain Rapton>, si ce n'est que les gouvernes de direction et de profondeur sont décalées sur le plan longitudinal . 6/- La ou les hélices peuvent être disposées dans un carénage, sorte de tuyère cylindrique présentant l'avantage de limiter les perturbations que le souffle de cette ou ces dernières pourraient créer et influencer sur les gouvernes de type papillon . 7/- La sortie arbre du turbopropulseur est désaccouplé de la transmission de quelque type qu'elle soit en cas de défaillance ( ratées moteur, surchauffe, arrêt etc...). Désaccoupler permet aussi une plus grande facilité de démarrage ou redémarrage du turbopropulseur. L'hélice qui n'est plus entraînée se positionne automatiquement en drapeau afin de n'avoir pas de prise au vent relatif La transmission de puissance, turbopropulseurs, arbres d'hélice, ou d'hélices, peut être assurée par tout type de transmission mécanique: courroies, chaînes, pignons, hydraulique par transmission hydrostatique type qui a fait ses preuves en particulier au niveau des engins de travaux publics. Le fait de l'altitude, dépression et température ne sont plus d'éléments insurmontables du fait des nouvelles technologies. 1 / - It comprises, according to a first feature, the integration, not in the wings of two turboprop engines, but in the rear part of the cell, see outside thereof, as is done for reactors. It leaves short a wing, low, or high, but especially the lightening of the latter which no longer have to withstand the constraints of engines that imposed a heavier design to ensure a factor of safety compatible with this design. 2 / - That the turboprop engines are arranged inside the cell in the rear part or outside of the latter as is done with reactors said turboprop engines are mechanically coupled to one or two propellers which is located in the axis of the cell above the tail of the fuselage. 3 / - In case of engine failure there is no more imbalance of the engine torque since 30 is last is in the axis of the aircraft, or roll axis, that we use one or two propellers. 4 / - The rudder and depth are located in lateral position to the propeller, or to both propellers, because one uses a empennage said empennage Butterfly, empennage open upwards; as can be seen on training planes of the type: Fouga Magister. In this type each part of the V acts as rudder and depth. 5 / - Another version has a horizontal part on both sides of the cell serves as elevator. At the end of the latter a vertical portion inclined V serves as a rudder. An approaching model composes the American Rapton fighter jet, except that the rudders and depths are shifted longitudinally. 6 / - The propeller (s) can be arranged in a fairing, a kind of cylindrical nozzle having the advantage of limiting the disturbances that the blast of this or these latter could create and influence on the butterfly control surfaces. 7 / - The shaft output of the turboprop is uncoupled from the transmission of any type in case of failure (engine misfire, overheating, stopping etc ...). Uncoupling also makes it easier to start or restart the turboprop. The propeller that is no longer driven automatically positions itself in a flag so that it does not have a relative wind catch Transmission of power, turboprop, propeller shafts, or propellers, can be ensured by any type of transmission mechanical: belts, chains, gears, hydraulic hydrostatic transmission type that has proven itself especially in the field of public works machinery. The fact of altitude, depression and temperature are no longer insurmountable because of new technologies.
La présente invention sera mieux comprise à l'aide d'un modèle de réalisation, 25 représenté schématiquement, à titre d'exemples non limitatifs dans lesquels les dessins annexés illustrent l'invention. Planche 1/6 Fig 1 Représentation schématique d'un avion bimoteur (1) sur lequel deux moteurs (2) turbopropulseurs ou à explosion entraînent deux hélices (3). L'ensemble moteurs (2) et 30 hélices (3) sont disposés sur les ailes (4). Il est de ce fait tout à fait concevable qu'en cas d'arrêt d'un des moteur et l'autre continuant de fonctionner l'avion (1) aura tendance à décrire un cercle entraîner par le moteur en fonctionnement. De même il est aisé de comprendre que contrairement à un avion avec un seul moteur placé dans la cellule il sera nécessaire de prendre en compte dans le calcul des ailes et de leur emplanture à la cellule, afin de respecter certaines valeurs de coefficients de sécurité, en fonction des matériaux employés, des différentes contraintes de poids, vibrations, flexion, torsion, traction, compression et cisaillement. Planche 2/6 Fig 2 Vue schématique de profil d'un avion bimoteur (1) ou (c) est le centre de poussée de l'aile (4). L'angle de calage (a) est défini à la construction (angle de la corde de profil avec l'axe de l'avion), (b) indique le déport du moteur (2) par rapport au centre de poussée (c) de l'aile (4). Fig 3 Vue identique à (Fig 2) ou l'angle de calage (a+) subit par torsion une variation positive. Fig 4 identique à (Fig 3) l'angle de calage (a-) subit par torsion une variation négative. L'ensemble de variations de l'angle (a) par torsion de l'aile (4) est particulièrement due au déport (â) du moteur (2) par rapport au centre de poussée (c) de l'aile (4). Les variation (a+ et a-) sont très faibles elles peuvent être à l'origine de manoeuvres brutales telles que ressources ou abattées brusques et bien entendu d'un choc à l'atterrissage. Planche 3/6 Fig 5 Vue schématique d'un avion bimoteur (1) à aile basse avec deux moteurs (2) placés 20 sur une aile en forme de dièdre positif d'un angle (fi). Fig 6 Identique à la Fig 5 avec une variation positive de l'angle du dièdre (fi+) de l'aile par exemple lors d'une abattée brutale. Fig 7 Figure identique mais avec une variation négative de l'angle du dièdre (fi-) par exemple lors d'une ressource brutale. 25 Les variations (fi+) et (fi-) peuvent se produire indifféremment sur l'aile droite (fi+) ou gauche (fi-) ou l'inverse par exemple lors d'une vrille. L'ensemble des variations décrites Fig 1-2-3-4-5-6-7 sont destinées à montrer l'influence des contraintes mécaniques qui doivent êtres prises en compte dans le calcul des ailes et de la cellule d'un avion bimoteur dont les moteurs (2) sont implantés dans la 30 voilure, (comparativement à un avion monomoteur). Afin de simplifier et les dessins et le texte, dans tous les plans et toutes les figures, les turbopropulseurs sont disposés cote à cote. Un est représenté en pointillé, non pour définir sa position en avant ou en arrière de l'autre, mais pour indiquer qu'il y a bien deux turbopropulseurs cote à cote et sur un même plan longitudinal Les turbopropulseurs (6 et 7), qu'ils entraînent une seule hélice, (3) ou deux hélices des lors que survient une quelconque avarie, ratées, perte de vitesse, voir arrêt, pour quelque cause que ce soit sont en tout état de cause automatiquement débrayés et désaccouplé de l'arbre de transmission (8) de quelque type qu'il soit. Désaccoupler permet aussi une plus grande facilité de démarrage ou redémarrage du turbopropulseur. L'hélice qui n'est plus entraînée afin de n'avoir pas de prise au vent relatif se positionne en drapeau automatiquement. La transmission de puissance, turbopropulseurs, arbres d'hélice, ou d'hélices, peut être assurée par tout type de transmission mécanique: courroies, chaînes, pignons, hydraulique par transmission hydrostatique; type qui a fait ses preuves en particulier au niveau des engins de travaux publics. Le fait de l'altitude, dépression et température ne sont plus d'éléments insurmontables du fait des nouvelles technologies. Planche 4/6 Fig 8 Vue schématique de profil d'un avion bimoteur équipé de deux turbopropulseurs (6) et (7) disposés dans un carénage (9) et non plus sur les ailes (4) solidaire d'un mat type dérive (10) et dont l'arbre (8) entraîne une hélice (3). L'ensemble est solidaire d'un support de type dérive. Les commandes de direction et de profondeur font appel à une gouverne de type Papillon ce sont les éléments mobiles des bras du V (5) qui commandent direction et profondeur. Cette gouverne Papillon est solidaire d'un plan porteur et le bras du V (5) se trouvent de ce fait à l'extérieur du diamètre de rotation de pâles de l'hélice. Fig 9 Vue de l'arrière de la représentation d'un bimoteur (l) de la Fig 8 par laquelle on peut voir les deux éléments du V (5) de la gouverne Papillon qui il faut le rappeler assure la commande de direction et de profondeur. Les 2 turbopropulseurs (6 et 7) dans leur carénage (9) solidaire du support type dérive (10) lui même solidaire de la cellule de l'avion (1) ainsi que la position de l'hélice multipales (3) qui tourne entre les deux dérives en V (5) de la gouverne papillon . L'ensemble gouverne papillon pour ne pas se trouver dans le flux de ou des hélices (3) est solidaire d'un plan permettant aux éléments en V (5) de la gouverne d'être hors du souffle de l'hélice (3). Fig 10 Vue amère idem à Fig 9 toutefois la gouverne de profondeur est assurée par les plans (13) et la gouverne de direction par les plans (12). Le plan (13) est beaucoup plus large de ce fait le souffle de l'hélice ou des hélices même sans carénage à effet tuyère (14) ne peut perturber le plan de dérive de direction (12) lors de virage un peu serré... Le chasseur Rapton> américain possède un plan un peu identique mais lui n'a pas le souffle généré par l'hélice; même s'il a d'autres problèmes plus pointus à gérer. The present invention will be better understood with the aid of an embodiment, shown schematically, by way of non-limiting examples in which the appended drawings illustrate the invention. Plate 1/6 Fig 1 Schematic representation of a twin-engine aircraft (1) on which two turboprop engines or engines (2) drive two propellers (3). The engine assembly (2) and 30 propellers (3) are arranged on the wings (4). It is therefore quite conceivable that in case of stopping one engine and the other continuing to operate the aircraft (1) will tend to describe a circle driven by the engine in operation. Similarly it is easy to understand that unlike an aircraft with a single engine placed in the cell it will be necessary to take into account in the calculation of the wings and their root to the cell, in order to meet certain values of safety coefficients, depending on the materials used, the different constraints of weight, vibration, bending, torsion, traction, compression and shearing. Plate 2/6 Fig 2 Schematic side view of a twin engine aircraft (1) or (c) is the center of thrust of the wing (4). The wedging angle (a) is defined at the construction (angle of the profile chord with the axis of the aircraft), (b) indicates the offset of the engine (2) from the center of thrust (c) of the wing (4). Fig 3 View identical to (Fig 2) where the angle of registration (a +) is twisted by a positive variation. Fig 4 identical to (Fig 3) the wedging angle (a-) undergoes torsion a negative variation. The set of variations of the angle (a) by torsion of the wing (4) is particularly due to the offset (â) of the engine (2) relative to the center of thrust (c) of the wing (4) . The variations (a + and a-) are very small, they can be at the origin of brutal maneuvers such as resources or abrupt felling and of course of a shock at landing. Plate 3/6 Fig 5 Schematic view of a twin wing aircraft (1) with two engines (2) placed on a positive dihedral wing at an angle (fi). Fig 6 Identical to Fig 5 with a positive variation of the angle of the dihedral (fi +) of the wing for example during a brutal slaughter. Fig 7 Identical figure but with a negative variation of the angle of the dihedron (fi-) for example during a brutal resource. The variations (fi +) and (fi-) can occur indifferently on the right wing (fi +) or left (fi-) or the reverse for example during a spin. All the variations described in Fig 1-2-3-4-5-6-7 are intended to show the influence of the mechanical stresses that must be taken into account in the calculation of the wings and the cell of a twin-engine aircraft. whose engines (2) are located in the wing, (compared to a single-engine aircraft). In order to simplify the drawings and the text, in all the plans and all the figures, the turboprop engines are arranged side by side. One is shown in dashed line, not to define its position in front of or behind the other, but to indicate that there are two turboprop engines side by side and on the same longitudinal plane The turboprop engines (6 and 7), which they cause a single propeller, (3) or two propellers when any damage occurs, misfires, loss of speed, stop, for any reason whatsoever are in any case automatically disengaged and uncoupled from the tree transmission (8) of any type. Uncoupling also makes it easier to start or restart the turboprop. The propeller, which is no longer driven in order to have no grip on the relative wind, is automatically flagged. The transmission of power, turboprop, propeller shafts, or propellers, can be provided by any type of mechanical transmission: belts, chains, gears, hydraulic hydrostatic transmission; type that has proven successful especially in the field of public works machinery. The fact of altitude, depression and temperature are no longer insurmountable because of new technologies. Plate 4/6 Fig 8 Schematic side view of a twin engine aircraft equipped with two turboprop engines (6) and (7) arranged in a fairing (9) and no longer on the wings (4) integral with a drift type mat ( 10) and whose shaft (8) drives a propeller (3). The assembly is secured to a drift type support. The steering and depth controls use a Butterfly-type rudder and the moving parts of the V-arms (5) control direction and depth. This Butterfly rudder is secured to a carrier plane and the arm of the V (5) are therefore outside the diameter of rotation of the helix blades. Fig 9 Rear view of the representation of a twin engine (l) of Fig 8 by which we can see the two elements of the V (5) of the Butterfly rudder which must be remembered ensures the control of direction and depth. The two turboprop engines (6 and 7) in their fairing (9) integral with the drift type support (10) itself integral with the aircraft cell (1) and the position of the multi-blade propeller (3) which rotates between the two V-shaped fins (5) of the throttle rudder. The steering assembly butterfly not to be in the flow of or propellers (3) is integral with a plane allowing the elements V (5) of the rudder to be out of the breath of the propeller (3) . However, the elevator is provided by the planes (13) and the rudder by the planes (12). The plane (13) is much wider therefore the blast of the propeller or propellers even without nozzle fairing (14) can not disturb the direction drift plane (12) when cornering a bit tight. The American Rapton fighter has a somewhat identical plan but he does not have the breath generated by the propeller; even if he has other more difficult problems to manage.
Fig 11-12-13-14 Représentation schématique des différentes implantations possibles des turbopropulseurs. Planche 5/6 Fig 11 L'ensemble des turbopropulseurs (6 et 7) peuvent être en partie implantés dans la de la cellule. Des cloisons pare feu (11) assurent de tout risque de propagation d'un éventuel danger d'incendie. L'hélice, ou les hélices, ainsi que l'arbre porte hélice (8) se trouve intégrés à une dérive (10) solidaire de la cellule de l'avion et supportant l'arbre et l'hélice ou les hélices 3 . La transmission de puissance est représentée symboliquement par une double liaison (15). L'ensemble hélice (3) arbre (8) transmission (15) font partie intégrante de la dérive support (10). Les deux dérives, profondeur et direction, type gouverne papillon (5) se trouvent de part et d'autre de l'ensemble de propulsion et hors de passage de, ou des hélices, (3). Fig 12 Représentation identique à la fig 1 l sauf que l'ensemble turbopropulseurs 6 et 7 se trouve totalement dans la cellule de l'avion. Planche 6/6 Fig 13 Représentation où le dispositif de propulsion comprenant les deux turbopropulseurs (6 et 7) font partie intégrante de la dérive (10) l'un le turbopropulseur (6) par exemple se trouvant à gauche de la dérive (l0) et l'autre le 7) à droite. l'ensemble se trouvant sous un carénage (9). Fig 14 Représentation identique la Figl3 sauf que l'ensemble des deux turbopropulseurs (6 et 7) sont intégrés dans la base de la dérive support (10). La figure représente une transmission ((8) entraînant deux hélices (3). Ces hélices (3) se trouvent intégrées dans un carénage faisant office de tuyère (14). De ce fait les plans de gouvernes de direction et profondeur de la gouverne papillon (5) sont exempts du souffle de ou des hélices (3). Fig 11-12-13-14 Schematic representation of the different possible implementations of turboprops. Plate 5/6 Fig 11 The set of turboprops (6 and 7) can be partially implanted in the cell. Flame barriers (11) ensure any risk of spreading a possible fire hazard. The propeller, or the propellers, and the propeller shaft (8) are integrated in a fin (10) integral with the airplane cell and supporting the shaft and the propeller (s) 3. The power transmission is represented symbolically by a double link (15). The helical assembly (3) shaft (8) transmission (15) form an integral part of the support drift (10). The two drifts, depth and direction, throttle type governor (5) are on both sides of the propulsion assembly and out of passage, or propellers, (3). FIG. 12 Identical representation in FIG. 1 except that the turboprop unit 6 and 7 are completely in the airframe of the aircraft. Plate 6/6 Fig 13 Representation where the propulsion device comprising the two turboprop engines (6 and 7) form an integral part of the fin (10), for example a turboprop (6) located to the left of the fin (10) and the other 7) on the right. the assembly being under a fairing (9). Fig 14 Same representation Figl3 except that all two turboprops (6 and 7) are integrated in the base of the drift support (10). The figure shows a transmission ((8) driving two propellers (3), these propellers (3) being integrated into a fairing serving as a nozzle (14), so that the rudders and the rudder depths of the throttle (5) are free from the breath of or propellers (3).
Le dispositif selon l'invention est particulièrement destiné à la réalisation d'un avion bimoteur sans les inconvénients des moteurs disposés dans la voilure mais tout comme dans un monomoteur. La qualité de vol n'impliquant aucune contrainte particulière en cas de panne d'un moteur puisque la propulsion à lieu dans l'axe de l'avion ou axe de roulis ne créant aucune gène si ce n'est comme dans tout les cas une perte de puissance mais aucune contrainte de déséquilibre de vol à contrer. The device according to the invention is particularly intended for the realization of a twin engine aircraft without the disadvantages of the engines arranged in the wing but just as in a single engine. The flight quality does not imply any particular constraint in the event of an engine failure since the propulsion takes place in the axis of the aircraft or roll axis creating no gene except as in any case a loss of power but no flight imbalance constraint to counter.