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WO2020207955A1 - Voilure tournante dans le domaine des aeronefs - Google Patents

Voilure tournante dans le domaine des aeronefs Download PDF

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WO2020207955A1
WO2020207955A1 PCT/EP2020/059732 EP2020059732W WO2020207955A1 WO 2020207955 A1 WO2020207955 A1 WO 2020207955A1 EP 2020059732 W EP2020059732 W EP 2020059732W WO 2020207955 A1 WO2020207955 A1 WO 2020207955A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotary
central part
blades
airfoil
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/EP2020/059732
Other languages
English (en)
Inventor
Guy Valembois
Original Assignee
Conseil Et Technique
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
Priority claimed from FR1903800A external-priority patent/FR3094954A1/fr
Application filed by Conseil Et Technique filed Critical Conseil Et Technique
Priority to EP20715104.4A priority Critical patent/EP3953252A1/fr
Publication of WO2020207955A1 publication Critical patent/WO2020207955A1/fr

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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the present invention relates to a wing in the field of aircraft, and more particularly a rotary wing in particular for drones, helicopters, and airplanes.
  • Document US 7510 377 describes a rotor plane, comprising a pair of blades driven in rotation by the setting in rotation of a rotational central housing, comprising two portions linked together.
  • Document EP 0 680 876 also discloses a faired anti-torque multi-blade rotor with floating blades, for rotary-wing aircraft, in particular helicopters.
  • the rotary airfoil according to the invention seeks to resolve the problem of lift in horizontal displacement of known devices.
  • the effective part of a rotor is therefore constituted by the end of its blades.
  • the rotary airfoil according to the invention is characterized in that it comprises, at least, a central part consisting of an aerodynamic shape and of revolution with respect to an axis, blades arranged at the periphery of said central part and extending radially with respect to said axis, and a shaft coaxial with said axis and ensuring the rotational movement of the assembly consisting of said central part and said blades.
  • the geometry of the blades is limited to their effective part, to allow the use of the central part which consists of an aerodynamic volume bearing during the horizontal movement of the aircraft.
  • the central part has a lenticular shape, with a curvature of the upper part greater than that of the lower part, to respectively form an upper surface and a lower surface and the lenticular central part forms an aerodynamic volume wearing.
  • the blades can be provided with flaps for
  • the central part has a significant thickness in its center to allow the curvature of the upper surface, this creates a volume which can be used judiciously to place a motor within it, which can create the rotational movement.
  • the central part is load-bearing in horizontal flight, this lift can be increased by the incidence of this central part.
  • said blades may each be provided with a partially or fully retractable camber flap depending on the flight situations, to increase their efficiency.
  • said central part has a generally triangular geometry, each of the vertices of which is extended by a blade, and, in each of the transition zones between a blade and said central part, its peripheral edge presents a generally curved profile.
  • the rotary airfoil further comprises a peripheral hooping of the blades.
  • the rotary airfoil can advantageously have the geometry of an axial turbine, the peripheral hooping and the blades extending the lenticular shape of said rotary airfoil, by having an internal shape capable of positively guiding the flow of air passing through it, and a peripheral outer shape capable of constituting the outer edge of the rotary airfoil in the form of a lens.
  • the invention also relates to a double rotor comprising an upper rotary airfoil and a lower rotary airfoil associated with each other, said two rotary airfoils each comprising a central part on which are fixed the circled blades a peripheral hooping, the upper part of said double rotor being of greater curvature than that of its lower part in order to form an upper surface and an lower surface respectively, said double rotor being of lenticular shape.
  • Said two rotary wings can preferably be associated with one another through a central support having an annular portion from which extends a plate, said annular portion being sandwiched between the two wings rotating, a drive shaft being integrally positioned substantially in the center of the annular portion, and being connected to motor means, for the rotation of said two rotary wings.
  • the setting in horizontal speed can be induced by a means
  • FIG.1 shows a schematic plan view of a first mode of
  • FIG.2 shows a side view of the same rotary airfoil
  • FIG.2 is a schematic perspective view of a low horizontal speed vehicle equipped with four rotary wings according to the first embodiment, as illustrated in Figures 1 and 2;
  • FIG.4a] and FIG.4b] each represent a schematic perspective view of a medium horizontal speed vehicle each equipped with four rotary wings as illustrated in Figures 1 and 2, while Figure 4c shows a detail of Figure 4b;
  • FIG.5a shows a schematic front view of a large vehicle
  • FIG.5b] and FIG.5c] each show a detail of said vehicle according to a
  • FIG.6a shows a schematic perspective view of a second particular embodiment of a rotary airfoil according to the invention, comprising blades equipped with camber flaps, while
  • FIG.6b illustrates a sectional view of the rotary airfoil of Figure 6a, the central part of the rotary airfoil incorporating a motor; [0036] [Fig.6c] and [Fig.6d] illustrating a detail of the rotary wing of Figure 6a, namely a blade equipped with a camber flap, the latter being in the retracted position during take-off ([Fig.6d]) and in the deployed position in a flight situation ([Fig.6c]);
  • FIG.7 schematically illustrates an aircraft equipped with three rotary wings according to the second embodiment of Figure 6a;
  • FIG.8a], FIG.8b] and [Fig.8c] illustrate, schematically, various views of a third embodiment of the rotary airfoil of the invention, the central part of which has a globally triangular shape, the points of the triangle each converging towards a blade;
  • FIG.9 shows, schematically and in perspective, a fourth embodiment of a rotary airfoil according to the invention.
  • FIG.10 shows, schematically and in perspective, a fifth embodiment of a rotary airfoil according to the invention
  • FIG.1 1 shows, schematically and in perspective, a sixth embodiment of a rotary airfoil according to the invention
  • FIG.12a] and FIG.12b schematically illustrate, respectively, an exploded perspective view and a side view, of a seventh embodiment of a rotary airfoil according to the invention.
  • Figures 1 and 2 can be seen a first embodiment, no
  • This rotary airfoil 100 comprises a central part 1 of the shape
  • Lenticular and generally circular having, visible in Figure 2, an upper face 10, or extrados, of greater curvature than that of its lower face 11, or intrados.
  • the central part 1 is mounted at the end of a drive shaft 2, visible in Figure 2, of axis XX ’constituting the axis of revolution of the solid form formed by the central part 1.
  • the central part 1 of the rotary airfoil 100 protrude radially from the axis XX ', the blades 3, the number of which is advantageously between three and ten depending on the design and the embodiment of said rotary airfoil.
  • the central part 1 of the rotary airfoil 100 of the invention thus preferably has a significant thickness at its center to allow the curvature of the upper surface 10, thus creating a sufficient volume to be able to be used judiciously in order to positioning, within it, a motor M, illustrated in particular in FIG. 6b in the context of a second embodiment of the invention.
  • This motor M is capable of creating the rotational movement of the rotary airfoil 100 of the invention through the drive shaft 2.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising at least one rotary wing 100 according to this first embodiment of the invention.
  • the invention also relates to an aircraft at low horizontal speed 200, of the drone type, advantageously incorporating a plurality of such rotary wings 100 illustrated in the figures 1 and 2.
  • said low horizontal speed aircraft 200 comprises four rotary wings 100, as well as, optionally, additional means for inducing horizontal speeding, such as at least one traction propeller 4 or a propeller.
  • the rotary wings 100 of the invention here provide control over roll, yaw and angle of attack.
  • the invention also relates to an aircraft at medium horizontal speed 201 a, 201 b comprising, preferably, several rotary wings 100 according to the invention, for example four rotary wings 100, as well that, advantageously, at least one traction propeller 41 a, 41 b, respectively, or a propulsion propeller, not shown.
  • the rotary wings 100 control the roll and yaw while the incidence is adjusted by horizontal movement of said rotary wings 100 around the 'Y axis.
  • the rotary wings 100 ensure control of the roll and the angle of attack is adjusted by movement of flaps 61, 62, 63, 64, in particular a flap fin 64 in a fin 6. It is also possible to consider integrating roll flaps 61, 62 and an incidence flap 63 in the horizontal plane of a tail 5.
  • the present invention also relates to an aircraft at high horizontal speed, 202a, 202b, equipped with a fin 7.
  • the high-speed aircraft As with the previous examples, the high-speed aircraft
  • horizontal 202a, 202b advantageously comprises four rotary wings 100 according to the first embodiment of the present invention, two rotary wings 100 at the front and two rotary wings 100 at the rear.
  • Flaps 81, 82, 83 are preferably integrated to control the roll, and the blades 3 can be retractable.
  • Figures 6a to 6d illustrate a second embodiment
  • this rotary airfoil 101 is similar to those of the rotary airfoil 100 described above, in particular with regard to the presence of a central part 1 of lenticular and generally circular shape at the periphery of which are positioned blades 3, while a shaft 2 makes it possible to drive said rotary airfoil 101 in rotation by the action of a motor M, visible in FIG. 6b.
  • the blades 3 are provided with camber flaps 31, in order to increase the efficiency of said blades at different rotational speeds.
  • camber flaps 31 are partially or totally retractable, and this depending on the flight situations.
  • camber flap 31 of a blade 3 may be in
  • Figure 7 shows an aircraft 203 equipped with a plurality of such rotary wings 101, in this case three rotary wings 101, as well
  • the blades 3 of said rotary wings 101 each being provided with a camber flap 31.
  • FIG. 8a A third embodiment of the rotary airfoil according to the invention is illustrated in Figures 8a to 8c.
  • the rotary airfoil 102 has a particularly optimized shape, based on:
  • the rotary airfoil 102 of FIGS. 8a to 8c has a lens of generally triangular shape, the points of the triangle of which each converge towards a blade 3 of said airfoil 102.
  • the transition between the central lens 1 and the blades 3 is done continuously; in other words, the perimeter of the triangular central part 1 of the rotary airfoil 102 is extended, without interruption or discontinuities, at the points of the triangle towards three blades 3, in order to optimize the aerodynamic flows for all the use case.
  • the blades 3 not provided with camber flaps are shown.
  • the rotary airfoil 102 of substantially triangular shape comprises blades 3 similar to those of the rotary airfoil 101 and illustrated in FIGS. 6a to 6d, that is to say each provided with a camber flap 31.
  • the fourth embodiment of the rotary airfoil 103 of the invention, illustrated in Figure 9, is of particular interest in predominantly vertical use, in a drone-type aircraft, where the lenticular central part 1 simply serves in pushing the blades 3 back to a diameter where they are really effective.
  • the blade root 32 is integral with the central part 1
  • the resistance of the central part 1 of the rotary airfoil 103, associated with the large perimeter of said central part 1, allows a multiplication of the blades on the periphery thereof, which correspondingly increases the lift of the rotary airfoil 103 thus constituted.
  • the rotary airfoil 104 comprises a peripheral hoop 12 of the blades 3.
  • this peripheral strapping 12 allows an increase in the
  • said strapping 12 results in a limitation of the transverse flow between the lower surface and the upper surface of the blades 3, which resulted in a decrease in
  • Figure 10 is shown a rotary airfoil similar to that of the fourth embodiment and illustrated in Figure 9, with the difference that the rotary airfoil 104 of FIG. 10 is completed by a peripheral hooping.
  • the airfoils it is also conceivable that the airfoils
  • turntables 100, 101, 102 of the first, second and third embodiments, respectively, are equipped with a peripheral strapping.
  • peripheral 13 is used to extend the lenticular shape of the rotary airfoil 105, by having an internal shape capable of guiding
  • peripheral rim 13, as well as the blades 3 participate in the lenticular shape and said blades 3 are integrated into the lens in the form of a rotor having the geometry of an axial turbine, particularly effective to generate the air flow necessary for the lift by rotation of the rotary airfoil 105, and whose general lenticular shape is suitable for allowing horizontal hovering flight.
  • Said two rotary wings 106a and 106b are associated with one another through a central support 14 having an annular-shaped portion 141 from which extends a plate 142, said annular portion 141 being taken in. sandwich between the two rotary wings 106a and 106b.
  • the plate 142 makes it possible to make the connection between the annular portion 141 and the structure of the aircraft which is capable of being fitted with the double rotor 106.
  • a drive shaft 143 for the rotation, through motor means, of the upper 106a and lower 106b rotary airfoils.
  • said motor means are capable of imposing reverse rotational movements on each of the two upper 106a and lower 106b rotary airfoils.
  • the upper surface is of greater curvature than that of its lower surface, or lower surface, as is more particularly visible in the attached FIG. 12b.
  • lower rotary 106b preferably each driven by an independent motor means, secures an aircraft equipped with double rotors 106, in the event of failure of one of the rotary wings 106a, 106b.
  • the second non-defective rotary wing of the double rotor continues to operate.
  • the peripheral straps 13a, 13b of the upper 106a and lower 106 rotary airfoils, as well as the shape of the support 14, makes it possible to materialize an overall lenticular shape to allow horizontal lift.
  • the flow allowing the vertical lift is guided by a cylindrical pipe formed by the interior shapes of the peripheral straps 13a, 13b and of the support 14.
  • the integration of the rotors or rotary wings of the invention on an aircraft advantageously makes it possible to combine the functions of a drone and those of an airplane, by allowing vertical take-off by the lift effect of the blades, then a setting in horizontal speed which makes it possible to give, through the central part 1 of said rotor, lift to the aircraft, or even a cancellation of the speed of rotation of the rotary airfoil so as not to use, at a certain horizontal speed , that the lift effect of said central part.
  • the horizontal speed setting may optionally be induced by at least one additional means such as a propeller or traction propeller.

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Abstract

La présente invention concerne une voilure tournante dans le domaine des aéronefs, comportant une partie centrale (1) constituée d'une forme aérodynamique et de révolution par rapport à un axe (XX'), des pales (3) disposées en périphérie de la partie centrale (1) et s'étendant radialement par rapport à l'axe (XX'), et un arbre (2) coaxial à l'axe (XX') et assurant le mouvement de rotation de l'ensemble constitué de la partie centrale (1) et des pales (3). La partie centrale (1) de la voilure tournante présente une forme lenticulaire, avec une courbure de la partie supérieure (10) plus grande que celle de la partie inférieure (11), pour former respectivement un extrados et un intrados, ladite partie centrale (1) formant un volume aérodynamique portant.

Description

Description
Titre de l'invention : Voilure tournante dans le domaine des aéronefs
[0001 ] [La présente invention a pour objet une voilure dans le domaine des aéronefs, et plus particulièrement une voilure tournante notamment pour drones, hélicoptères, et avions.
[0002] On connaît, dans l’état de la technique, le document US 3 331 444, qui est relatif à un carénage pour hélicoptère dont les pales sont montées au niveau d’une partie centrale au niveau d’un capot, lesdites pales étant entraînées en rotation.
[0003] Le document US 7510 377 décrit un avion à rotor, comprenant une paire de pales entraînées en rotation par la mise en rotation d’un boîtier centrale rotationnel, comprenant deux portions liées entre elles.
[0004] On connaît également du document EP 0 680 876 un rotor multipales anti couple caréné à pales flottantes, pour aéronefs à voilure tournante, notamment hélicoptères.
[0005] Dans le document US 3 640 485 est décrit un aéronef de type hélicoptère comprenant un compartiment annulaire toroïdal destiné à recevoir des
passagers, et au centre duquel on trouve un compartiment circulaire central sous la forme d’un dôme.
[0006] Aucun des dispositifs décrits dans l’état de la technique n’est toutefois apte à assurer une portance optimale lors du déplacement horizontal de l’aéronef.
[0007] La voilure tournante selon l’invention cherche à résoudre la problématique de la portance en déplacement horizontal des dispositifs connus.
[0008] La cinématique de rotation d’une voilure tournante à pales fixes, pour les drones, mobiles, pour les hélicoptères, impose une vitesse maximale par rapport à l’air en extrémité de pale.
[0009] La portance d’un profil aérodynamique est directement proportionnelle à la vitesse par rapport à l’air au carré.
[0010] La partie efficace d’un rotor est donc constituée par l’extrémité de ses pales. [0011 ] La voilure tournante selon l’invention se caractérise en ce qu’elle comporte, au moins, une partie centrale constituée d’une forme aérodynamique et de révolution par rapport à un axe, des pales disposées en périphérie de ladite partie centrale et s’étendant radialement par rapport audit axe, et un arbre coaxial audit axe et assurant le mouvement de rotation de l’ensemble constitué de ladite partie centrale et desdites pales.
[0012] Selon l’invention, la géométrie des pales est limitée à leur partie efficace, pour permettre d’utiliser la partie centrale qui consiste en un volume aérodynamique portant lors du déplacement horizontal de l’aéronef.
[0013] Toujours selon l’invention, la partie centrale présente une forme lenticulaire, avec une courbure de la partie supérieure plus grande que celle de la partie inférieure, pour former respectivement un extrados et un intrados et la partie centrale lenticulaire forme un volume aérodynamique portant.
[0014] De manière avantageuse, les pales peuvent être munies de volets pour
augmenter leur efficacité à différentes vitesses de rotation, partiellement ou totalement rétractables en fonction des situations de vol, mobiles comme dans le cas d’un rotor d’hélicoptère.
[0015] La partie centrale a une épaisseur importante en son centre pour permettre la courbure de l’extrados, cela crée un volume qui pourra être utilisé judicieusement pour placer en son sein un moteur, pouvant créer le mouvement de rotation. La partie centrale est portante en vol horizontal, cette portance pourra être augmentée par la mise en incidence de cette partie centrale.
[0016] De préférence, lesdites pales pourront être munies, chacune, d’un volet de cambrure partiellement ou totalement rétractable en fonction des situations de vol, pour augmenter leur efficacité.
[0017] Dans un exemple de réalisation particulièrement avantageux, ladite partie centrale présente une géométrie globalement triangulaire, dont chacun des sommets est prolongé d’une pale, et, dans chacune des zones de transition entre une pale et ladite partie centrale, son bord périphérique présente un profil globalement courbe. [0018] Également, il est envisageable que la voilure tournante comporte encore un cerclage périphérique des pales.
[0019] Dans ce cas de figure, la voilure tournante peut avantageusement présenter une géométrie d’une turbine axiale, le cerclage périphérique et les pales prolongeant la forme lenticulaire de ladite voilure tournante, en présentant une forme interne susceptible de guider positivement le flux d’air la traversant, et une forme extérieure périphérique susceptible de constituer le bord extérieur de la voilure tournante en forme de lentille.
[0020] L’invention est également relative à un double rotor comportant une voilure tournante supérieure et une voilure tournante inférieure associées l’une à l’autre, lesdites deux voilures tournantes comportant, chacune, une partie centrale sur laquelle sont fixées des pales encerclées d’un cerclage périphérique, la partie supérieure dudit double rotor étant de courbure plus grande que celle de sa partie inférieure pour former respectivement un extrados et un intrados, ledit double rotor étant de forme lenticulaire.
[0021 ] Lesdites deux voilures tournantes peuvent préférentiellement être associées l’une à l’autre au travers d’un support central présentant une portion de forme annulaire de laquelle s’étend une platine, ladite portion annulaire étant prise en sandwich entre les deux voilures tournantes, un arbre d’entraînement étant solidairement positionné sensiblement au centre de la portion annulaire, et étant relié à des moyens moteurs, pour la mise en rotation desdites deux voilures tournantes.
[0022] Ces moyens moteurs sont avantageusement aptes à imposer des
mouvements de rotation inverse à chacune des deux voilures tournantes supérieure et inférieure.
[0023] Le concept pourra être avantageusement utilisé dans la définition d’un
aéronef comportant une ou plusieurs de ces voilures tournantes ou un ou plusieurs de ces doubles rotors.
[0024] L’usage de ce type de rotor pourra permettre un envol vertical par l’effet de portance des pales, puis une mise en vitesse horizontale qui permet de donner de la portance à l’aéronef par effet de portance de la partie centrale, voire une annulation de la vitesse de rotation du rotor pour n’utiliser, à une certaine vitesse, que l’effet de portance de la partie centrale.
[0025] La mise en vitesse horizontale pourra être induite par un moyen
complémentaire consistant, par exemple mais non limitativement, en au moins une hélice de propulsion ou une hélice de traction.
[0026] Les avantages et les caractéristiques de la voilure tournante selon l’invention ressortiront plus clairement de la description qui suit et qui se rapporte au dessin annexé, lequel en représente plusieurs modes de réalisation non limitatifs.
[0027] Dans le dessin annexé :
[0028] [Fig.1 ] représente une vue schématique en plan d’un premier mode de
réalisation d’une voilure tournante selon l’invention ;
[0029] [Fig.2] représente une vue de côté de la même voilure tournante ;
[0030] [Fig.2] représente une vue schématique en perspective d’un véhicule à faible vitesse horizontale équipé de quatre voilures tournantes selon le premier mode de réalisation, telles qu’illustrées sur les figures 1 et 2 ;
[0031 ] [Fig.4a] et [Fig.4b] représentent chacune une vue schématique en perspective d’un véhicule à moyenne vitesse horizontale équipé chacun de quatre voilures tournantes telles qu’illustrées sur les figures 1 et 2, tandis que la figure 4c montre un détail de la figure 4b ;
[0032] [Fig.5a] représente une vue schématique de face d’un véhicule à grande
vitesse horizontale équipé de quatre voilures tournantes illustrées sur les figures 1 et 2, tandis que
[0033] [Fig.5b] et [Fig.5c] montrent chacune un détail dudit véhicule selon un
exemple de réalisation particulier et non limitatif ;
[0034] [Fig.6a] représente une vue schématique en perspective d’un deuxième mode de réalisation particulier d’une voilure tournante selon l’invention, comportant des pales équipées de volets de cambrure, tandis que
[0035] [Fig.6b] illustre une vue en coupe de la voilure tournante de la figure 6a, la partie centrale de la voilure tournante intégrant un moteur ; [0036] [Fig.6c] et [Fig.6d] illustrant un détail de la voilure tournante de la figure 6a, à savoir une pale équipée d’un volet de cambrure, celui-ci étant en position rétractée lors de l’envol ([Fig.6d]) et en position déployée en situation de vol ([Fig.6c]) ;
[0037] [Fig.7] illustre, de manière schématique, un aéronef équipé de trois voilures tournantes conformes au deuxième mode de réalisation de la figure 6a ;
[0038] [Fig.8a], [Fig.8b] et [Fig.8c] illustrent, de manière schématique, différentes vues d’un troisième mode de réalisation de la voilure tournante de l’invention, dont la partie centrale présente une forme globalement triangulaire dont les pointes du triangle convergent, chacune, vers une pale ;
[0039] [Fig.9] représente, de manière schématique et en perspective, un quatrième mode de réalisation d’une voilure tournante selon l’invention ;
[0040] [Fig.10] représente, de manière schématique et en perspective, un cinquième mode de réalisation d’une voilure tournante selon l’invention ;
[0041 ] [Fig.1 1 ] représente, de manière schématique et en perspective, un sixième mode de réalisation d’une voilure tournante selon l’invention ;
[0042] [Fig.12a] et [Fig.12b] illustrent schématiquement, respectivement, une vue éclatée en perspective et une vue de côté, d’un septième mode de réalisation d’une voilure tournante selon l’invention.
[0043] Sur les figures 1 et 2 on peut voir un premier mode de réalisation, non
limitatif, d’une voilure tournante 100 selon l’invention.
[0044] Cette voilure tournante 100 comprend une partie centrale 1 de forme
lenticulaire et globalement circulaire, présentant, visible sur la figure 2, une face supérieure 10, ou extrados, de courbure plus grande que celle de sa face inférieure 1 1 , ou intrados.
[0045] La partie centrale 1 est montée à l’extrémité d’un arbre d’entraînement 2, visible sur la figure 2, d’axe XX’ constituant l’axe de révolution de la forme volumique formé par la partie centrale 1.
[0046] D’autre part, de la partie centrale 1 de la voilure tournante 100 font saillie, radialement à l’axe XX’, des pales 3, dont le nombre est avantageusement compris entre trois et dix selon la conception et le mode de réalisation de ladite voilure tournante.
[0047] La partie centrale 1 de la voilure tournante 100 de l’invention présente ainsi, de préférence, une épaisseur importante en son centre pour permettre la courbure de l’extrados 10, créant ainsi un volume suffisant pour pouvoir être utilisé judicieusement afin de positionner, en son sein, un moteur M, illustré notamment sur la figure 6b dans le cadre d’un deuxième mode de réalisation de l’invention.
[0048] Ce moteur M est susceptible de créer le mouvement de rotation de la voilure tournante 100 de l’invention au travers de l’arbre d’entrainement 2.
[0049] La présente invention concerne également un aéronef comportant au moins une voilure tournante 100 selon ce premier mode de réalisation de l’invention.
[0050] Ainsi, par exemple, et en référence à la figure 3, l’invention est également relative à un aéronef à faible vitesse horizontale 200, de type drone, incorporant, avantageusement, une pluralité de telles voilures tournantes 100 illustrées sur les figures 1 et 2. En l’occurrence, ledit aéronef à faible vitesse horizontale 200 comporte quatre voilures tournantes 100, ainsi que, de manière optionnelle, un moyen complémentaire pour induire une mise en vitesse horizontale, tel qu’au moins une hélice de traction 4 ou une hélice de propulsion.
[0051 ] Les voilures tournantes 100 de l’invention assurent, ici, la maîtrise du roulis, du lacet et de l’incidence.
[0052] En référence aux figures 4a à 4c, l’invention concerne encore un aéronef à moyenne vitesse horizontale 201 a, 201 b comprenant, de préférence, plusieurs voilures tournantes 100 conformes à l’invention, par exemple quatre voilures tournantes 100, ainsi que, avantageusement, au moins une hélice de traction 41 a, 41 b, respectivement, ou bien une hélice de propulsion, non représentée.
[0053] Sur l’aéronef 201 a à moyenne vitesse horizontale de la figure 4a, les voilures tournantes 100 assurent la maîtrise du roulis et du lacet tandis que le réglage de l’incidence se fait par mouvement horizontal desdites voilures tournantes 100 autour de l’axe Y. [0054] Sur l’aéronef 201 b à moyenne vitesse horizontale de la figure 4b, les voilures tournantes 100 assurent la maîtrise du roulis et le réglage de l’incidence se fait par mouvement de volets 61 , 62, 63, 64 notamment un volet de dérive 64 dans une dérive 6. Il est également envisageable d’intégrer des volets de roulis 61 , 62 et un volet incidence 63 dans le plan horizontal d’un empennage 5.
[0055] En référence, à présent, aux figures 5a à 5c, la présente invention concerne encore un aéronef à grande vitesse horizontale, 202a, 202b, équipé d’une dérive 7.
[0056] Tout comme pour les précédents exemples, l’aéronef à grande vitesse
horizontale 202a, 202b comporte, de manière avantageuse, quatre voilures tournantes 100 conformes au premier mode de réalisation de la présente invention, deux voilures tournantes 100 à l’avant et deux voilures tournantes 100 à l’arrière. Des volets 81 , 82, 83 sont préférentiellement intégrés pour une maîtrise du roulis, et les pales 3 peuvent être rétractables.
[0057] Sur l’aéronef à grande vitesse horizontale 202b peuvent être
avantageusement intégrés des réacteurs dont l’un 9 est visible sur la figure 5b.
[0058] Les figures 6a à 6d illustrent un deuxième mode de réalisation,
particulièrement préférentiel, d’une voilure tournante 101 conforme à la présente invention.
[0059] Les caractéristiques de cette voilure tournante 101 sont similaires à celles de la voilure tournante 100 décrite ci-dessus, en ce qui concerne notamment la présence d’une partie centrale 1 de forme lenticulaire et globalement circulaire en périphérie de laquelle sont positionnées des pales 3, tandis qu’un arbre 2 permet d’entrainer en rotation ladite voilure tournante 101 par l’action d’un moteur M, visible sur la figure 6b.
[0060] Dans ce mode de réalisation, les pales 3 sont munies de volets de cambrure 31 , afin d’augmenter l’efficacité desdites pales à différentes vitesses de rotation.
[0061 ] Ces volets de cambrure 31 sont partiellement ou totalement rétractables, et cela en fonction des situations de vol.
[0062] En particulier, le volet de cambrure 31 d’une pale 3 peut se présenter en
position rétractée lors de l’envol, comme visible sur la figure 6d, lorsque la vitesse de rotation W de la voilure tournante 101 augmente en vue du décollage vertical, la vitesse horizontale V étant alors nulle ou quasiment nulle (V0), et en position déployée en situation de vol, comme visible sur la figure 6c, lorsque la vitesse de rotation W de la voilure tournante 101 est nulle est que la vitesse horizontale augmente.
[0063] La figure 7 représente un aéronef 203 équipé d’une pluralité de telles voilures tournantes 101 , en l’occurrence trois voilures tournantes 101 , ainsi
qu’éventuellement une hélice de propulsion, les pales 3 desdites voilures tournantes 101 étant munies, chacune, d’un volet de cambrure 31.
[0064] Un troisième mode de réalisation de la voilure tournante selon l’invention est illustré sur les figures 8a à 8c.
[0065] Dans ce mode de réalisation, la voilure tournante 102 présente une forme particulièrement optimisée, s’appuyant sur :
- une partie centrale 1 de forme présentant une portance significative en cas de mise en incidence sans avoir besoin d’une mise en rotation ;
- des pales 3 permettant de créer de la portance lors de la mise en rotation sans mouvement relatif de translation ;
- des mécanismes permettant de gérer l’incidence des pales 3 par rapport au plan horizontal du rotor, voire d’escamoter les pales 3.
[0066] Ainsi, la voilure tournante 102 des figures 8a à 8c possède une lentille de forme globalement triangulaire dont les pointes du triangle convergent, chacune, vers une pale 3 de ladite voilure 102.
[0067] Dans ce mode de réalisation, la transition entre la lentille centrale 1 et les pales 3 se fait de manière continue ; en d’autres termes, le pourtour de la partie centrale 1 triangulaire de la voilure tournante 102 est prolongé, sans interruption ni discontinuités, au niveau des pointes du triangle vers trois pales 3, afin d’optimiser les flux aérodynamiques pour l’ensemble des cas d’usage.
[0068] Sur les figures 8a à 8c, des pales 3 non munies de volets de cambrure sont représentées. Toutefois, il est bien évidemment envisageable que la voilure tournante 102 de forme sensiblement triangulaire comporte des pales 3 similaires à celles de la voilure tournante 101 et illustrées sur les figures 6a à 6d, c’est-à- dire munies, chacune, d’un volet de cambrure 31. [0069] Le quatrième mode de réalisation de la voilure tournante 103 de l’invention, illustré sur la figure 9, présente un intérêt tout particulier dans un usage majoritairement vertical, dans un aéronef de type drone, où la partie centrale lenticulaire 1 sert simplement à repousser les pales 3 à un diamètre où elles sont réellement efficaces.
[0070] De cette manière, le pied de pale 32 est solidaire de la partie centrale 1
lenticulaire de manière rigide, ce qui réduit substantiellement le phénomène de déformation du aux efforts de portance.
[0071 ] Ces résistances et rigidités du couple partie centrale lenticulaire 1 et pales 3 permettent de disposer un nombre de pales de corde bien plus important que dans le cas d’une pale de drone classique.
[0072] En effet, dans le cas d’une solution de pale de drone classique, la
convergence des pales nécessitant leur fixation à un moyeu central limite le nombre potentiel de pales.
[0073] La résistance de la partie centrale 1 de la voilure tournante 103, associée au périmètre important de ladite partie centrale 1 , permet une multiplication des pales en périphérie de celle-ci, ce qui augmente d’autant la portance de la voilure tournante 103 ainsi constituée.
[0074] Dans un cinquième mode de réalisation, illustré sur la figure 10, la voilure tournante 104 comporte un cerclage périphérique 12 des pales 3.
[0075] La présence d’un tel cerclage périphérique 12 est particulièrement
avantageuse.
[0076] D’une part, ce cerclage périphérique 12 permet une augmentation de la
rigidité des pales 3, que ce soit en flexion, ou en torsion. D’autre part, ledit cerclage 12 entraîne une limitation de l’écoulement transverse entre l’intrados et l’extrados des pales 3, ce qui avait pour conséquence une baisse de
performance desdites pales 3, due à l’effet vortex en bout de pale. Enfin, au moyen du cerclage périphérique 12, on diminue la dangerosité des pales 3 en cas de collision.
[0077] Sur la figure 10 est représentée une voilure tournante similaire à celle du quatrième mode de réalisation et illustrée sur la figure 9, à la différence près que la voilure tournante 104 de la figure 10 est complétée par un cerclage périphérique. Toutefois, il est également envisageable que les voilures
tournantes 100, 101 , 102 des premier, deuxième et troisième modes de réalisation, respectivement, soient équipées d’un cerclage périphérique.
[0078] Dans un sixième mode de réalisation, représenté figure 1 1 , le cerclage
périphérique 13 est utilisé pour prolonger la forme lenticulaire de la voilure tournante 105, en présentant une forme interne susceptible de guider
positivement le flux d’air la traversant, et une forme extérieure périphérique susceptible de constituer le bord extérieur de la voilure tournante 105 en forme de lentille.
[0079] Dans ce cas-là, le cerclage périphérique 13, ainsi que les pales 3 participent à la forme lenticulaire et lesdites pales 3 sont intégrées à la lentille sous forme d’un rotor ayant la géométrie d’une turbine axiale, particulièrement efficace pour générer le flux d’air nécessaire à la portance par rotation de la voilure tournante 105, et dont la forme générale lenticulaire est apte à permettre le vol planant horizontal.
[0080] Deux voilures tournantes 106a et 106b conformes à l’invention, représentées sur les figures 12a et 12b, peuvent être associées en un double rotor 106, dans un autre mode de réalisation particulier de la présente invention.
[0081 ] Ces voilures tournantes supérieure 106a et inférieure 106b comportent,
chacune, une partie centrale 1 a, 1 b respectivement, sur laquelle sont fixées des pales 3a, 3b, et un cerclage périphérique 13a, 13b.
[0082] Lesdites deux voilures tournantes 106a et 106b sont associées l’une à l’autre au travers d’un support central 14 présentant une portion de forme annulaire 141 de laquelle s’étend une platine 142, ladite portion annulaire 141 étant prise en sandwich entre les deux voilures tournantes 106a et 106b.
[0083] La platine 142 permet, elle, de faire la liaison entre la portion annulaire 141 et la structure de l’aéronef qui est susceptible d’être équipé du double rotor 106.
[0084] Sensiblement au centre de la portion annulaire 141 , et solidarisée à celle-ci, est positionné un arbre d’entraînement 143 pour la mise en rotation, au travers de moyens moteurs, des voilures tournantes supérieure 106a et inférieure 106b. [0085] De préférence, lesdits moyens moteurs, non illustrés, sont aptes à imposer des mouvements de rotation inverse à chacune des deux voilures tournantes supérieure 106a et inférieure 106b.
[0086] On obtient, finalement, un double rotor 106 dont la face supérieure, ou
extrados, est de courbure plus grande que celle de sa face inférieure, ou intrados, comme cela est plus particulièrement visible sur la figure 12b annexée.
[0087] La présence d’une voilure tournante supérieure 106a et d’une voilure
tournante inférieure 106b, de préférence entraînée chacune par un moyen moteur indépendant, permet de sécuriser un aéronef équipé de doubles rotors 106, en cas de défaillance de l’une des voilures tournantes 106a, 106b. Dans cette hypothèse, la seconde voilure tournante non défaillante du double rotor continue de fonctionner.
[0088] Dans ce mode de réalisation du double rotor 106, les cerclages périphériques 13a, 13b des voilures tournantes supérieure 106a et inférieure 106, ainsi que la forme du support 14, permet de matérialiser une forme globale lenticulaire pour permettre une portance horizontale.
[0089] Le flux permettant la portance verticale est guidé par une conduite cylindrique constituée par les formes intérieures des cerclages périphériques 13a, 13b et du support 14.
[0090] L’intégration des rotors ou voilures tournantes de l’invention sur un aéronef permet avantageusement de cumuler les fonctions d’un drone et celles d’un avion, en permettant un décollage vertical par l’effet de portance des pales, puis une mise en vitesse horizontale qui permet de donner, au travers de la partie centrale 1 dudit rotor, de la portance à l’aéronef, voire une annulation de la vitesse de rotation de la voilure tournante pour n’utiliser, à une certaine vitesse horizontale, que l’effet de portance de ladite partie centrale.
[0091 ] La mise en vitesse horizontale peut éventuellement induite par au moins un moyen complémentaire comme une hélice de propulsion ou de traction.

Claims

Revendications
[Revendication 1 ] [Voilure tournante (100, 101 , 102, 103, 104, 105) dans le domaine des aéronefs, caractérisée en ce qu’elle comporte, au moins, une partie centrale (1 ) constituée d’une forme aérodynamique et de révolution par rapport à un axe (XX’), des pales (3) disposées en périphérie de ladite partie centrale (1 ) et s’étendant radialement par rapport audit axe (XX’), et un arbre
(2) coaxial audit axe (XX’) et assurant le mouvement de rotation de
l’ensemble constitué de ladite partie centrale (1 ) et desdites pales (3) et en ce que la partie centrale (1 ) présente une forme lenticulaire, avec une courbure de la partie supérieure (10) plus grande que celle de la partie inférieure (1 1 ), pour former respectivement un extrados et un intrados, ladite partie centrale (1 ) formant un volume aérodynamique portant.
[Revendication 2] Voilure tournante (100, 101 , 102, 103, 104, 105) selon la revendication 1 , caractérisée en ce qu’un moteur (M) est positionné au sein de ladite partie centrale (1 ) de forme lenticulaire.
[Revendication 3] Voilure tournante (101 ) selon l’une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce que chacune desdites pales
(3) est munie d’un volet de cambrure (31 ) partiellement ou totalement rétractable.
[Revendication 4] Voilure tournante (102) selon l’une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite partie centrale (1 ) présente une géométrie globalement triangulaire, dont chacun des sommets est prolongé d’une pale (3), et en ce que dans chacune des zones de transition entre une pale (3) et ladite partie centrale (1 ), son bord périphérique présente un profil globalement courbe.
[Revendication 5] Voilure tournante (104, 105) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comporte encore un cerclage périphérique (12, 13) des pales (3).
[Revendication 6] Voilure tournante (105) selon la revendication 1 et la
revendication précédente, caractérisée en ce qu’elle présente une géométrie d’une turbine axiale, le cerclage périphérique (13) et les pales (3) prolongeant la forme lenticulaire de ladite voilure tournante (105), en présentant une forme interne susceptible de guider positivement le flux d’air la traversant, et une forme extérieure périphérique susceptible de constituer le bord extérieur de la voilure tournante (105) en forme de lentille.
[Revendication 7] Double rotor (106) caractérisé en ce qu’il comporte une voilure tournante supérieure (106a) et une voilure tournante inférieure (106b) associées l’une à l’autre, lesdites deux voilures tournantes (106a, 106b) comportant, chacune, une partie centrale (1 a, 1 b) sur laquelle sont fixées des pales (3a, 3b) encerclées d’un cerclage périphérique (13a, 13b), la partie supérieure (106a) dudit double rotor (106) étant de courbure plus grande que celle de sa partie inférieure (106b) pour former respectivement un extrados et un intrados, ledit double rotor (106) étant de forme lenticulaire.
[Revendication 8] Double rotor (106) selon la revendication précédente caractérisé en ce que lesdites deux voilures tournantes (106a, 106b) sont associées l’une à l’autre au travers d’un support central (14) présentant une portion de forme annulaire (141 ) de laquelle s’étend une platine (142), ladite portion annulaire (141 ) étant prise en sandwich entre les deux voilures tournantes (106a, 106b), un arbre d’entraînement (143) étant solidairement positionné sensiblement au centre de la portion annulaire (141 ), et étant relié à des moyens moteurs, pour la mise en rotation desdites deux voilures tournantes (106a, 106b).
[Revendication 9] Double rotor (106) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que lesdits moyens moteurs sont aptes à imposer des mouvements de rotation inverse à chacune des deux voilures tournantes supérieure (106a) et inférieure (106b).
[Revendication 10] Aéronef (200, 201 a, 201 b, 202a, 202b, 203) comportant au moins une voilure tournante (100, 101 , 102, 103, 104, 105) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.
[Revendication 1 1] Aéronef (200, 201 a, 201 b, 202a, 202b, 203) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comporte au moins un moyen complémentaire de mise en vitesse horizontale, choisi parmi une hélice de propulsion ou une hélice de traction.
[Revendication 12] Aéronef comportant au moins un double rotor (106) selon l’une quelconque des revendications 7 à 9. )
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