FR2977865A3

FR2977865A3 - Twin-engine aircraft e.g. drone, has spindle engine propeller, where aerodynamic thrust of blast air of propeller passes from vertical flight to horizontal flight by operating directional flap while cabin is not depend on rotation of flap

Info

Publication number: FR2977865A3
Application number: FR1102171A
Authority: FR
Inventors: Jean Louis Rommel
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2011-07-11
Filing date: 2011-07-11
Publication date: 2013-01-18

Abstract

The aircraft has two spindle engine propellers, two wings and a cabin, where aerodynamic thrust of blast air of each propeller passes from an vertical flight to an horizontal flight by operating an directional flap while the cabin is not depend on rotation of the flap. The propeller resembles a cylinder whose cross-section is elliptical in shape so as to accommodate a portion of batteries, and is attached to the wing. The cabin is free to rotate about its pitch axis in the vertical flight and in the horizontal flight.

Description

L'invention est un avion bimoteur à hélices et à décollage et atterrissage vertical et motorisation électrique. The invention is a twin-engine airplane with propellers and vertical take-off and landing and electric motorization.

Les avions hybrides existants soit à rotors basculants appelés « tiltrotor », soit à ensemble aile+rotors basculants appelés « tiltwing » utilisent le cycle du rotor pour basculer, de la même façon qu'un hélicoptère. D'autre part leur cabine est solidaire d'un empennage arrière comme sur un avion classique. Existing hybrid planes with tilting rotors called "tiltrotor" or with wing assemblies + tiltwing rotors use the rotor cycle to tilt, in the same way as a helicopter. On the other hand their cabin is attached to a tail tail as on a conventional aircraft.

L'avion proposé est propulsé par des hélices conventionnelles et non pas des rotors. La puissance aérodynamique générée par le souffle de l'hélice et agissant sur un volet orientable permet le basculement, un peu comme agit l'empennage classique d'un avion pour faire pivoter celui-ci sur l'axe de tangage. Ainsi ces volets orientables permettent à la fois le basculement pour la transition vol vertical-vol horizontal, la commande de tangage en vol horizontal et aussi la commande de roulis en vol horizontal en agissant de façon différentielle sur les volets. Enfin la cabine est libre en rotation sur son axe de tangage et ne comporte pas d'empennage. Ceci permet une très grande simplification de l'avion. The proposed aircraft is propelled by conventional propellers and not rotors. The aerodynamic power generated by the blast of the propeller and acting on an adjustable flap allows the tilting, a little like the classic tail of an aircraft to rotate it on the pitch axis. Thus, these adjustable flaps allow both the tilting for the vertical-to-horizontal flight transition, the pitch control in horizontal flight and also the roll control in horizontal flight by acting in a differential manner on the flaps. Finally, the cabin is free to rotate on its pitch axis and has no empennage. This allows a very great simplification of the aircraft.

La formule retenue du décollage et atterrissage vertical peut paraître osée pour un avion à motorisation électrique mais elle offre cependant beaucoup d'avantages sans parler évidemment de la possibilité de décoller et d'atterrir sans utiliser de piste. Celle-ci permet de s'affranchir des dispositifs hypersustentateurs (becs et volets) donc un gain de poids, une conception et une construction plus faciles. L'avantage le plus important est l'optimisation de l'aile pour le vol. The formula adopted for vertical take-off and landing may seem daring for a power-driven aircraft, but it offers a lot of advantages, not to mention the possibility of taking off and landing without using a runway. It eliminates the high-lift devices (spouts and flaps) so weight gain, design and construction easier. The most important advantage is the optimization of the wing for the flight.

L'aile d'un avion classique est toujours un compromis : elle doit autoriser une grande plage de vitesse pour pouvoir décoller et atterrir sur des distances raisonnables et en même temps permettre une bonne vitesse de croisière. Notre aile sera donc optimisée pour la croisière ce qui entraîne une surface d'aile petite, donc gain de poids, traînée et charge alaire plus faibles. Contrairement aux avions classiques pour lesquels la dimension de l'hélice est limitée par la garde au sol, le diamètre de celle-ci sur notre avion peut être suffisamment grand pour autoriser une poussée importante au décollage et un meilleur rendement en vol. The wing of a conventional aircraft is always a compromise: it must allow a wide range of speed to take off and land for reasonable distances and at the same time allow a good cruising speed. Our wing will therefore be optimized for cruising which results in a small wing area, thus weight gain, drag and lower wing load. Unlike conventional aircraft for which the size of the propeller is limited by the ground clearance, the diameter of it on our aircraft can be large enough to allow a large take-off and a better flight performance.

L'option de rendre libres sur l'axe de tangage les 2 ensembles fuseau-moteur+aile est un concept nouveau. Ce choix est encore guidé par un souci de simplification. Il permet d'éliminer les ailerons sur l'aile et de rendre celle-ci totalement libre de tout dispositif. Sur un avion classique, les ailerons servent à incliner io celui-ci en modifiant la courbure de l'aile pour augmenter la portance d'un coté et la diminuer de l'autre mais ils créent en même temps de la traînée et du lacet inverse. L'inclinaison sur notre avion est obtenue en augmentant l'incidence d'un ensemble fuseaumoteur+aile d'un coté en utilisant la gouverne de profondeur de cet 15 ensemble et en la diminuant de la même façon de l'autre coté. The option to make the 2 spindle-motor + wing sets free on the pitch axis is a new concept. This choice is still guided by a concern for simplification. It eliminates the fins on the wing and make it completely free of any device. On a conventional aircraft, the fins are used to tilt it by modifying the curvature of the wing to increase the lift on one side and reduce the other but they create at the same time the drag and reverse lace . The inclination on our aircraft is obtained by increasing the incidence of a fuseaumoteur + wing assembly on one side by using the elevator of this set and decreasing it in the same way on the other side.

Des commandes de vol classiques pour cet avion nécessiteraient de la part du pilote une certaine habileté pour le décollage vertical, la transition vers le vol horizontal et l'atterrissage. Il s'agit d'un projet 20 expérimental alors pourquoi ne pas essayer les commandes de vol électriques. Elles sont de plus en plus utilisées dans l'aviation commerciale et militaire. Leur principal avantage, hormis la facilité de pilotage que cela procure, est le gain en poids. D'autre part il aurait été assez difficile 25 voire impossible d'envisager une chaîne de commande classique avec câbles et poulies au départ d'une cabine pendulaire. Conventional flight controls for this aircraft would require the pilot some skill for vertical takeoff, transition to horizontal flight and landing. This is an experimental project so why not try electric flight controls. They are increasingly used in commercial and military aviation. Their main advantage, apart from the ease of piloting that it provides, is the gain in weight. On the other hand, it would have been quite difficult or impossible to envisage a conventional control chain with cables and pulleys starting from a pendular cabin.

Description L'avion est composé de 2 fuseaux moteur-hélice, deux ailes et une 30 cabine. Le fuseau moteur-hélice(dessin no l) ressemble à un cylindre dont la section est de forme elliptique de façon à y loger une partie des batteries. A une extrémité de ce cylindre, il y a deux dérives verticales fixes et à l'autre extrémité, le moteur et l'hélice. 35 Chaque fuseau moteur-hélice est solidaire de son aile. L'ensemble fuseau/aile gauche est relié à celui de droite par un axe aussi en rotation sur cet axe. La cabine est donc pendulaire sur l'axe de tangage. Description The aircraft is composed of 2 motor-propeller spindles, two wings and a cabin. The motor-propeller spindle (drawing No. 1) resembles a cylinder whose section is elliptic in shape so as to house part of the batteries. At one end of this cylinder, there are two fixed vertical drifts and at the other end, the engine and the propeller. Each engine-propeller spindle is integral with its flange. The spindle / left wing assembly is connected to the right one by an axis also rotating on this axis. The cabin is therefore pendular on the pitch axis.

L'avion au sol repose sur les dérives de ses 2 fuseaux moteurhélice(dessin no 3), qui remplacent ainsi le train d'atterrissage, donc gain de poids, de conception et bonne stabilité au sol compte tenu de l'envergure. D'autre part la cabine étant pendulaire, elle permet d'augmenter la stabilité de l'avion en vol(dessin no 4) et reste dans lo une position confortable au sol. Un autre avantage de cette cabine pendulaire est son comportement face aux rafales sachant qu'il ne dépendra que de la charge alaire de la cabine donc celle-ci sera pratiquement insensible aux turbulences. Ainsi elle sera confortable, légère et permettra beaucoup de stabilité en cas 15 d'utilisation comme drone de surveillance. Les deux groupes propulseurs tournent en sens inverse, ceci permet d'annuler l'effet de couple inverse, donc pas de rotor anti-couple pour le décollage vertical. D'autre part un choix judicieux du sens 20 de rotation permet au souffle hélicoïdal de l'hélice de diminuer la traînée induite des bouts d'aile. Les dérives participent aussi à la diminution de cette traînée en jouant le rôle de winglets. The aircraft on the ground rests on the drifts of its 2 spindles motorhelix (drawing No. 3), which thus replace the landing gear, thus saving weight, design and good ground stability given the span. On the other hand the cabin being pendulum, it increases the stability of the aircraft in flight (drawing No. 4) and remains in a comfortable position on the ground. Another advantage of this cabin pendulum is its behavior against bursts knowing that it will depend only on the wing load of the cabin so it will be virtually insensitive to turbulence. Thus it will be comfortable, lightweight and allow a lot of stability in case of use as surveillance drone. The two powertrains rotate in opposite direction, this allows to cancel the reverse torque effect, so no anti-torque rotor for vertical takeoff. On the other hand a judicious choice of the direction of rotation allows the helical blast of the propeller to reduce the induced drag of the wingtips. The drifts also contribute to the decrease of this drag by acting as winglets.

Abordons maintenant les gouvernes. Lors de la présentation, nous 25 avons vu que l'option CDVE (commandes de vol électriques) avait été retenue et nous allons essayer de justifier ce choix. Sur un avion classique, la cabine étant solidaire des ailes, lorsque vous tirez sur le manche, l'assiette de l'avion augmente et vous voyez le nez de votre avion monter sur l'horizon. Sur notre avion, 30 cela ne serait pas tout à fait la même chose car la cabine est libre sur l'axe de tangage par rapport aux ailes. Voyons ce qui se passerait du décollage vertical à la transition vers le vol horizontal. Au décollage, la cabine se positionne selon son centre de gravité, ce qui est quand même plus confortable que d'avoir le nez pointé vers 35 le ciel. Ensuite pendant la transition et à partir d'une certaine vitesse aérodynamique, la cabine va se positionner dans le flux d'air et l'on et ces 2 ensembles sont indépendants en rotation autour de cet axe(dessin no 2). Enfin sur celui-ci est fixée la cabine, libre elle fera en sorte que cette position corresponde à la traînée minimum. Le pilotage d'un tel engin d'une façon classique serait très difficile sans parler de la complexité du câblage des commandes entre la cabine et les gouvernes. Les CDVE permettent de s'affranchir de s ces difficultés et offrent en même temps un gain de poids appréciable. Les gouvernes se réduisent ainsi à 2 plans canard sur chaque fuseau moteur-hélice. Pourquoi une formule canard? En effet nous aurions pu envisager 1 o une formule plus classique avec empennage arrière. Mais comme notre avion au sol repose sur ses dérives, l'aile, l'avion étant au sol aurait été très haute et donc aussi la cabine, ce qui aurait posé des difficultés pour y accéder. D'autre part le choix de CDVE rend plus facile à gérer le problème de stabilité longitudinale que peut poser 15 l'option canard. La commande de roulis au sol ou de lacet en vol est obtenue par variation différentielle de la puissance des moteurs qui est facile à gérer sur des moteurs électriques. La commande de lacet au sol est gérée par l'inclinaison différentielle 20 des fuseaux moteur-hélice. Let's go now to the control surfaces. During the presentation, we saw that the CDVE option had been selected and we will try to justify this choice. On a conventional plane, the cabin being attached to the wings, when you pull on the handle, the plane of the plane increases and you see the nose of your plane rise on the horizon. On our plane, it would not be quite the same because the cabin is free on the pitch axis relative to the wings. Let's see what would happen from vertical takeoff to the transition to horizontal flight. On takeoff, the cabin is positioned according to its center of gravity, which is still more comfortable than having the nose pointed towards the sky. Then during the transition and from a certain aerodynamic speed, the cabin will be positioned in the air flow and one and these 2 sets are independent in rotation about this axis (drawing No. 2). Finally on this one is fixed the cabin, free it will make that this position corresponds to the minimum drag. The piloting of such a machine in a conventional manner would be very difficult without mentioning the complexity of wiring controls between the cabin and the control surfaces. The CDVEs make it possible to overcome these difficulties and at the same time offer an appreciable weight gain. The control surfaces are reduced to 2 duck planes on each engine-propeller spindle. Why a duck formula? Indeed we could have considered 1 o a more classic formula with tail empennage. But as our ground plane rests on its drifts, the wing, the plane being on the ground would have been very high and so also the cabin, which would have been difficult to access. On the other hand, the choice of CDVE makes it easier to manage the longitudinal stability problem that can be posed by the duck option. The control of ground roll or yaw in flight is obtained by differential variation of the power of the engines which is easy to manage on electric motors. The yaw control on the ground is controlled by the differential inclination of the engine-propeller spindles.

performances et conception performance and design

Commençons d'abord par le décollage vertical : 25 D'après la théorie de Froude, la puissance nécessaire au vol stationnaire est exprimée par la relation suivante : 3 P = F2 (1) 2pS F : poussée du rotor ou traction de l'hélice S : surface du disque du rotor ou hélice 30 p : masse volumique de l'air ( 1.22 Kg/m3 au sol ) Let's start with vertical takeoff first: According to Froude's theory, the power required for hovering is expressed by the following relation: 3 P = F2 (1) 2pS F: rotor thrust or propeller pull S: rotor disk surface or propeller 30 p: air density (1.22 Kg / m3 on the ground)

Si D est le diamètre de l'Hélice, la relation devient : 3 P=0,72xF2 (2) D Nous remarquons que plus le diamètre de l'hélice sera grand, moins la puissance nécessaire sera importante, d'autre part le rendement de l'hélice est meilleur avec un grand diamètre. s Nous allons préciser quelques caractéristiques pour calculer cette puissance. Diamètre de chaque hélice : 4 m Masse au décollage : 200 Kg Calculons la puissance nécessaire au vol stationnaire pour chaque i o fuseau moteur-hélice P = 5530 Watts Pour tenir compte du fait que ceci est un résultat théorique, en général il est appliqué un coefficient de 1,15 à ce résultat pour être plus proche de la réalité, ce qui nous fait : 6360 Watts, nous 15 retiendrons une puissance de 8 KW par moteur. Passons aux performances en vol : Deux formules bien connues du monde de l'aviation sont celles qui 20 expriment la portance et la traînée d'un avion : F = 1 pSV2C (3) et FX = 1 pSV2CX (4) Z 2 Z 2 FZ : portance Fx : traînée S : surface de référence (en général surface de l'aile) 25 V : vitesse CZ : coefficient de portance Cx : coefficient de traînée Pour que l'avion puisse voler, la traction de l'hélice doit être égale à la traînée et donc la puissance développée par le moteur et l'hélice 30 est égale au produit de la traînée par la vitesse. Si P est la puissance fournie par les batteries, 1h le rendement hélice et 1m le rendement moteur, nous pouvons écrire : PX~1h X~1m = FX X V (5) D'autre part un autre paramètre bien connu des aviateurs est la finesse f , elle est égale au rapport de la portance par la traînée, en remplaçant la traînée par FZ/f ,nous avons : Px11 xt1 =FZ xV (6) Ih ' Im f Toujours pour que l'avion puisse voler, la portance doit équilibrer le poids, donc si M est la masse de l'avion et 9,81m/s2 l'accélération de la pesanteur, nous avons : P x Tl x lm = M x V x 9,81 (7) h f i o Nous allons maintenant introduire un nouveau paramètre Em, il s'agit de l'énergie massique. Ce dernier est important pour caractériser une batterie, il représente la quantité d'énergie par unité de masse. Pour une batterie, la quantité d'énergie est souvent exprimée en Wattheure plutôt que le Joule et nous utiliserons cette 15 unité. La puissance est liée à l'énergie par la relation suivante : P = W/t D'autre part sachant que W = E. x Mb (Mb étant la masse de la batterie) nous avons : EmxMb=PxT (8) 20 T étant exprimé en heures. Pour être cohérent avec les wattheures, l'unité de vitesse sera le Km/h , sachant que V (m/s) est égale à v (Km/h) divisé par 3,6 En utilisant les équations (7) et (8) , nous avons : EmxMbx1hxfmxfx3,6 = Mx 9,81 xVxT (9) 25 Si nous remplaçons V (vitesse) par la distance franchissable Df (Km) divisée par le temps (heure), la variable T disparaît et nous avons finalement l'équation suivante : 30 Df = 0,367xfxfhxyimxEmxMb/M (10) Cette formule est très intéressante, nous allons l'étudier en détail, mais remarquons au passage qu'elle peut s'appliquer à tous les avions. Notre but est évidemment de maximiser la distance franchissable Df. La première constatation est que cette distance est indépendante de la vitesse. Nous n'avons donc aucun intérêt à choisir une vitesse faible en pensant que celle-ci aurait pu augmenter la distance franchissable. Au contraire, une valeur trop petite entraînerait d'une part un nombre de Reynolds faible, qui aurait pour effet de dégrader la finesse et d'autre part une surface alaire plus grande donc aussi la lo masse de l'avion. Une vitesse trop forte agirait aussi sur la finesse (effet de compressibilité), sur le rendement hélice et aussi sur la masse (nécessité d'une structure plus solide). 200 Km/h semble être un bon compromis. Le paramètre suivant est la finesse et l'on voit grâce à cette formule 15 toute son importance. Il faut rappeler qu'il s'agit de la finesse à la vitesse de croisière et nous choisirons donc la finesse max pour la croisière. Et c'est maintenant que nous constatons l'intérêt du décollage et atterrissage vertical. Nous pouvons nous affranchir du domaine de vol basse vitesse et donc l'aile sera optimisée pour le 20 vol à la vitesse de finesse max. De même le profil d'aile sera choisi parmi ceux utilisés par les planeurs modernes de haute performance. Les derniers motoplaneurs ULM comme par exemple le Lambada ont une finesse max voisine de 30. Nous retiendrons cette valeur sachant qu'il est fort probable d'obtenir des valeurs bien meilleures, 25 en effet notre avion ne possède ni train d'atterrissage, ni empennage et la cabine étant libre sur l'axe de tangage, sera profilée pour être toujours au C,{ mini. Le CZ de finesse max de ces profils est voisin de 0,70. Ce paramètre et la vitesse choisie vont nous permettre de calculer la 30 surface alaire à l'aide de l'équation (3), nous trouvons 1,489 m2. Cette valeur peut sembler très faible comparée à celle d'un ULM sauf que celui-ci doit pouvoir voler à 65 Km/h d'après la réglementation. Petit à petit, les caractéristiques de notre avion se dévoilent: Si l'on choisit une envergure de 6 m et une aile 35 rectangulaire, nous aurons une corde de 25 cm. If D is the diameter of the Helix, the relation becomes: 3 P = 0.72xF2 (2) D We note that the larger the diameter of the propeller, the lower the power required, the other the efficiency The propeller is better with a large diameter. s We will specify some features to calculate this power. Diameter of each propeller: 4 m Take-off weight: 200 Kg Let's calculate the power required for hovering for each 10 motor-propeller spindle P = 5530 Watts To take into account that this is a theoretical result, in general a coefficient is applied from 1.15 to this result to be closer to reality, which makes us: 6360 Watts, we will retain a power of 8 KW per engine. Turning to flight performance: Two well-known aviation formulas are those that express the lift and drag of an aircraft: F = 1 pSV2C (3) and FX = 1 pSV2CX (4) Z 2 Z 2 FZ: lift Fx: drag S: reference surface (usually wing surface) 25 V: speed CZ: lift coefficient Cx: drag coefficient For the plane to fly, the propeller pull must be equal to the drag and therefore the power developed by the engine and the propeller 30 is equal to the product of the drag by the speed. If P is the power provided by the batteries, 1h the propeller efficiency and 1m the engine efficiency, we can write: PX ~ 1h X ~ 1m = FX XV (5) On the other hand another well-known parameter of the airmen is the finesse f, it is equal to the ratio of the lift by the drag, replacing the drag by FZ / f, we have: Px11 xt1 = FZ xV (6) Ih 'Im f Always for the plane to fly, the lift must balance the weight, so if M is the mass of the plane and 9.81m / s2 the acceleration of gravity, we have: P x Tl x lm = M x V x 9.81 (7) hfio We are now going introduce a new parameter Em, it is about the mass energy. The latter is important to characterize a battery, it represents the amount of energy per unit mass. For a battery, the amount of energy is often expressed in watt hour rather than the Joule and we will use this unit. The power is linked to the energy by the following relation: P = W / t On the other hand knowing that W = E. x Mb (Mb being the mass of the battery) we have: EmxMb = PxT (8) 20 T being expressed in hours. To be coherent with watt hours, the unit of speed will be Km / h, knowing that V (m / s) is equal to v (Km / h) divided by 3.6 Using equations (7) and (8) ) we have: EmxMbx1hxfmxfx3,6 = Mx 9,81 xVxT (9) 25 If we replace V (velocity) by the distance Df (Km) divided by the time (hour), the variable T disappears and we finally have the following equation: 30 Df = 0.367xfxfhxyimxEmxMb / M (10) This formula is very interesting, we will study it in detail, but note in passing that it can be applied to all aircraft. Our goal is obviously to maximize the range Df. The first observation is that this distance is independent of the speed. So we have no interest in choosing a low speed thinking that it could have increased the range. On the other hand, a value that is too small would result on the one hand in a low Reynolds number, which would have the effect of degrading the fineness and, on the other hand, a larger wing area, hence also the mass of the aircraft. Speed too high would also affect the fineness (compressibility effect), the propeller efficiency and also the mass (need for a stronger structure). 200 Km / h seems to be a good compromise. The next parameter is finesse and we see thanks to this formula 15 all its importance. It must be remembered that this is the finesse at cruising speed and we will choose the finesse max for the cruise. And now we are seeing the benefits of vertical takeoff and landing. We can get away from the low-speed flying domain and therefore the wing will be optimized for flight at max. Similarly the wing profile will be selected from those used by modern high performance gliders. The last ultralight motorgliders such as the Lambada have a fineness max close to 30. We will retain this value knowing that it is likely to obtain much better values, 25 indeed our aircraft has neither landing gear nor empennage and the cabin being free on the pitch axis, will be profiled to be always at C, {mini. The CZ of maximum fineness of these profiles is close to 0.70. This parameter and the chosen speed will enable us to calculate the wing area using equation (3), we find 1.489 m2. This value may seem very low compared to that of a ULM except that it must be able to fly at 65 Km / h according to the regulations. Little by little, the characteristics of our plane are revealed: If we choose a wingspan of 6 m and a rectangular wing 35, we will have a 25 cm rope.

Pour optimiser le rendement hélice Tln , une hélice à pas variable s'impose. D'abord nous avons besoin d'une forte poussée statique (au décollage) avec un petit pas et ensuite une grande vitesse de croisière avec un grand pas. Le rendement hélice peut être décomposé sous la forme du produit du rendement propulsif par le rendement de forme. Avec le grand diamètre de notre hélice et sa faible charge alaire, le rendement propulsif est très proche de 1. Le rendement de forme peut atteindre et même dépasser 0,9 si l'hélice est bien adaptée, nous retiendrons la valeur 0,85 pour llh . To optimize the Tln propeller efficiency, a variable pitch propeller is required. First we need a strong static thrust (takeoff) with a small step and then a great cruising speed with a big step. The helix yield can be decomposed as product of the propulsive yield by shape efficiency. With the large diameter of our propeller and its low wing loading, the propulsive efficiency is very close to 1. The efficiency of shape can reach and even exceed 0.9 if the propeller is well adapted, we will retain the value 0.85 for llh.

Quant au moteur, le choix se portera sur un « sans balai à rotor externe » et nous allons voir qu'il offre beaucoup d'avantages par rapport au moteur thermique. As for the engine, the choice will be on a "brushless external rotor" and we will see that it offers a lot of advantages over the engine.

Il est non polluant. Il est silencieux. Il est très fiable et pratiquement inusable car à part les roulements de l'arbre moteur il n'y a aucune pièce en frottement. Pensez au moteur de ventilation de votre ordinateur qui tourne pratiquement sans arrêt. Il nécessite très peu d'entretien. Son rapport poids/puissance/dimensions peut être impressionnant. Par exemple le moteur Plettenberg Predator peut développer 11 KW pour un poids de seulement 1,55 Kg et un diamètre de 12cm. It is non-polluting. He is silent. It is very reliable and practically indestructible because apart from the bearings of the motor shaft there is no friction piece. Think about the ventilation engine on your computer that runs virtually non-stop. It requires very little maintenance. Its weight / power / dimensions ratio can be impressive. For example the Plettenberg Predator engine can develop 11 KW for a weight of only 1.55 Kg and a diameter of 12cm.

Sa puissance est facile à gérer électroniquement. Son encombrement est faible. Il ne nécessite pas de démarreur. Il est facile d'inverser son sens de rotation, ce qui dans notre cas est intéressant car les deux moteurs tournent en sens inverse. Its power is easy to manage electronically. Its size is small. It does not require a starter. It is easy to reverse its direction of rotation, which in our case is interesting because the two engines turn in the opposite direction.

Enfin son rendement est vraiment supérieur à celui d'un moteur thermique. Ceci est d'autant plus important que toute la puissance perdue, non récupérée sur l'arbre moteur (par exemple 75% de la puissance si le rendement est 0,25) se transforme en chaleur et pour dissiper celle-ci, il faut prévoir un refroidissement lui aussi consommateur d'énergie. Le rendement d'un moteur sans balai à rotor externe peut atteindre 0,9 alors que celui d'un moteur thermique est de l'ordre de 0,25. Le rendement moteur retenu sera 0,85. Après tous ces avantages liés au choix d'un moteur électrique, nous 5 allons aborder le point faible de notre configuration, à savoir l'énergie massique En,. Ces dernières années, le rendement énergétique des batteries a été fortement amélioré grâce à l'emploi de nouveaux matériaux dans la fabrication de celles-ci. Ainsi l'énergie massique est passée de 30 i o Wh/Kg pour la batterie au plomb à plus de 200 Wh/Kg pour les batteries lithium-ion. Nous sommes très loin des valeurs pour l'essence (13000 Wh/Kg) ou le kérosène (11800 Wh/Kg). 15 Le développement futur des véhicules électriques est en train de dynamiser la recherche pour obtenir des meilleurs rendements énergétiques et leur production de masse diminuera leur coût. Des prototypes de batteries zinc-air affichant 400 Wh/Kg ont été développés ainsi que des batteries « lithium-ion with nanowires » 20 promettant 750 Wh/Kg. Pour l'instant, nous retiendrons des batteries lithium-ion avec une énergie massique de 200 Wh/Kg. Enfin étudions maintenant le dernier paramètre : Mb/M 25 Soit MZb la masse de l'avion diminuée de la masse des batteries, Finally its performance is really higher than that of a heat engine. This is all the more important as all the power lost, not recovered on the motor shaft (for example 75% of the power if the efficiency is 0.25) turns into heat and to dissipate it, it is necessary to provide a cooling also energy consumer. The efficiency of a brushless external rotor motor can reach 0.9 while that of a heat engine is of the order of 0.25. The motor efficiency retained will be 0.85. After all these advantages related to the choice of an electric motor, we will tackle the weak point of our configuration, namely the energetic energy. In recent years, the energy efficiency of batteries has been greatly improved thanks to the use of new materials in their manufacture. Thus the mass energy has increased from 30 i o Wh / kg for the lead battery to more than 200 Wh / kg for lithium-ion batteries. We are very far from the values for gasoline (13000 Wh / Kg) or kerosene (11800 Wh / Kg). 15 The future development of electric vehicles is boosting research for better energy efficiency and mass production will reduce their cost. Prototypes of zinc-air batteries displaying 400 Wh / Kg have been developed as well as "lithium-ion with nanowires" 20 batteries promising 750 Wh / Kg. For now, we will retain lithium-ion batteries with a mass energy of 200 Wh / Kg. Finally, let's now study the last parameter: Mb / M 25 Let MZb be the mass of the aircraft minus the mass of the batteries,

donc M = MZb + Mb MZb est en fait la somme de la masse à vide de l'appareil et de la charge utile. M Notre paramètre devient m +M zb b 30 Nous constatons que notre premier intérêt est de minimiser la masse à vide de l'appareil, une structure en fibre de carbone sera préférable. On remarque aussi qu'il ne sert à rien de trop augmenter la masse des batteries pour obtenir une meilleure distance 35 franchissable car plus la masse de la batterie augmente, plus le gain en distance franchissable diminue. En effet si l'on prend comme valeur pour MZb 160 Kg et les autres paramètres précédemment choisis on peut calculer le gain en distance franchissable pour différentes valeurs de Mb. hence M = MZb + Mb MZb is actually the sum of the unladen mass of the apparatus and the payload. M Our parameter becomes m + M zb b 30 We find that our first interest is to minimize the empty weight of the device, a carbon fiber structure will be preferable. It is also noted that it is useless to increase the mass of the batteries to obtain a better distance 35 passable because the more the mass of the battery increases, the gain in distance decreases. Indeed, if one takes as value for MZb 160 Kg and the other parameters previously chosen one can calculate the gain in range for different values of Mb.

Pour Mb = 10 Kg , le gain en Df est de 8,7 Km pour 1 Kg de batterie supplémentaire. Pour Mb = 40 Kg , le gain en Df est de 6,3 Km pour 1 Kg de batterie supplémentaire. Pour Mb = 100 Kg , le gain en Df est de 3,7 Km pour 1 Kg de 1 o batterie supplémentaire. D'autre part l'augmentation de la masse des batteries nécessiterait une structure plus solide et donc une masse à vide plus importante. En fait, il faudrait moduler la quantité de batteries en fonction de la distance à parcourir, ce qui correspond à l'emport de carburant sur 15 les avions classiques et l'on s'aperçoit avec notre formule que le très long courrier n'est pas rentable économiquement, ce qui parait assez logique lorsque que l'on sait que l'emport de carburant supplémentaire fait consommer plus. Par contre nous verrons que vu le très faible coût énergétique de notre avion, l'emport modulé de 20 batteries ne présente pas d'intérêt. Pour l'estimation de Df , MZb sera de 160 Kg et Mb 40 Kg . En reprenant tous les paramètres, nous trouvons finalement : Df=318 Km Nous voyons que : 25 Un point de finesse nous fait gagner un peu plus de 10 Km. Pour 1 Kg en moins sur la structure de l'appareil et si l'on transforme ce Kg gagné en batterie (l'avion étant optimisé pour une masse totale de 200 Kg), le gain est de presque 8 Km. 1% de mieux sur le rendement hélice ou moteur, c'est un peu moins 30 de 4 Km en plus. Le domaine dans lequel nous avons le plus de chance d'améliorer sensiblement la Df est l'énergie massique des batteries. Si l'on prend en compte les dernières avancées technologiques en la matière notamment les batteries « lithium-ion with nanowires », la distance 35 pourrait être multipliée par 4. For Mb = 10 Kg, the gain in Df is 8.7 Km for 1 Kg of additional battery. For Mb = 40 Kg, the gain in Df is 6.3 Km for 1 Kg of additional battery. For Mb = 100 Kg, the gain in Df is 3.7 Km for 1 Kg of 1 o additional battery. On the other hand the increase in the mass of the batteries would require a more solid structure and therefore a larger empty weight. In fact, it would be necessary to modulate the quantity of batteries according to the distance to be traveled, which corresponds to the fuel consumption on conventional aircraft, and we can see with our formula that the very long haul is not economically viable, which seems logical enough when we know that the extra fuel consumption consumes more. On the other hand we will see that considering the very low energetic cost of our plane, the modulated transport of 20 batteries is not interesting. For the estimation of Df, MZb will be 160 Kg and Mb 40 Kg. Taking all the parameters, we finally find: Df = 318 Km We see that: 25 A point of finesse makes us gain a little more than 10 Km. For 1 Kg less on the structure of the device and if one convert this Kg gained into battery (the aircraft is optimized for a total mass of 200 Kg), the gain is almost 8 km. 1% better on the propeller or engine efficiency, it is a little less 30 of 4 Km more. The area in which we are most likely to significantly improve the Df is the mass energy of the batteries. If we take into account the latest technological advances in the field including lithium-ion batteries with nanowires, distance 35 could be multiplied by 4.

Pour finir, calculons le coût à l'heure de vol ou au Km parcouru. Une recharge complète des batteries nécessite 8 Kwh , ce qui à 8 cts le Kwh, représente une dépense de 64 cts d'euro. Donc l'heure de vol à 50 cts d'euro et les 100 Km à 20 cts d'euro. 5 Il n'y a que le vélo ou la marche à pied qui puisse faire mieux. Finally, let's calculate the cost per hour of flight or the Km traveled. A full recharge of the batteries requires 8 kWh, which at 8 cents per kWh, represents an expenditure of 64 euro cents. So the flight time to 50 cents of the euro and the 100 km to 20 cents of euro. 5 There is only cycling or walking that can do better.

Compte-tenu de ces performances, cet avion permettrait des déplacements à très faible coût dans des zones sans infrastructures, l'on peut même envisager la recharge des batteries par panneaux 1 o solaires. Il pourrait aussi avoir des applications en tant que drone. Given these performances, this aircraft would allow travel at very low cost in areas without infrastructure, we can even consider recharging batteries solar panels 1 o. It could also have applications as a drone.

Claims

REVENDICATIONS1. Twin - engine airplane with propellers and take - off and CLAIMS1. Twin-engine airplane propeller and takeoff and vertical landing characterized in that it uses the aerodynamic thrust of the breath of each propeller to switch from vertical flight to horizontal flight by acting on adjustable flaps, the cabin not being dependent on this rotation (2).

2. Device according to claim 1 characterized in that the cabin is free to rotate on its pitch axis both in vertical flight in horizontal flight. 1 el