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perfectionnements aux aéroplanes
La présente invention a pour objet un aéroplane ayant un grand rendement et qui comporte des caracté- ristiques qui s'écartent plus ou moins radicalement des données antérieures qui ne reposaient, en quelque sorte que sur un compromis entre les exigences de l'aérodynamique et celles de la construction. Avant la présente invention, on attaohait bien plus d'importance à la question de la légèreté de la construction qu'à celle d'un écoulement correct de l'air par rapport à l'avion. Au contraire, le but de la présente invention est d'obtenir les meilleures qualités au (point de vue aérodynamique, en même temps qu'une solution complète du problème constructif qui se pose dans ce cas .
Bien que l'emploi d'ailes minoes cambrées possé- dant des qualités sustentatrioes satisfaisantes se soit déjà développé avant la présente invention, ces ailes manquaient cependant d'une résistance mécanique sulffi- /lA
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sante et offraient une résistance dynamique considéra- ble à l'avancement de l'avion et de plus, elles étaient sujettes à un déplacement important du centre de pres- sion par suite du changement de l'angle d'attaque.
Sui- vant la présente invention, on a trouvé que l'épaisseur réduite de la section de l'aile n'est pas un facteur nécessaire ou essentiel dans le calcul d'une surface portante et qu'une aile, que l'in pourrait appeler une aile "épaisse", c'est-à-dire ayant une épaisseur rela- tivement importante surtout à la naissance, c'est-à- dire au voisinage du fuselage, épaisseur suffisante pour permettre de loger entre ces surfaces les pièces de construction nécessaires, peut constituer une sur- face ayant un pouvoir sustentateur satisfaisant et en même temps ne plus offrir du tout ou du moins à peine de résistance à l'avancement; de plus, un tel type d'aile sera sujet à un moindre déplacement du centre de pression suivant l'angle d'attaque .
Des ailes épaisses de ce genre sont nouvelles en soi et, de pmus, des ailes de ce nouveau type se distinguent radicale- ment de tout ce qu'on a réalisé jusqu'à ce jour, du fait que la surface inférieure, ou tout au moins la portion de celle-ci située au voisinage du bord d'atta- que est, de préférence, convexe.
En pratique, il est préférable d'employer une aile dont la ligne médiane soit incurvée pour suivre une cambrure conventionnelle, mais qui présente,.;une surépaisseur importante de la section droite, de part et d'autre de cette ligne médiane, en un point où. la surface inférieure devient convexe au lieu d'être cin- cave . Dans une telle construction, l'air peut s'écou- ler librement autour d'une courbe très cambrée sans avoir l'inconvénient d'un grand déplacement du centre
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de pression ou d'une- résistance pu. de tourbillons nuisibles, et cela pour presque toutes les vitesses de vol, comme cela se produit aux grandes vitesses dans le cas d'une aile mince ayant une surface inférieure fortement convexe .
Avec une/aile suivant la présente invention, la masse d'air qui se trouve déplacés vers le bas par la surface inférieure, convexe à l'avant, se trouve com- primée par le poids de la machine,de sorte qu'aucun vide ne peut se produire en ce point, et le contour des portions avoisinantes de cette surface est tel, qu'aux angles d'attaque normaux, il ne peut se produire aucun vide ou freinage important, l'air s'écoulant sans remous le long de la surface calculée pour un tel écou- lement, jusqu'à ce qu'il dépasse le bord de fuite, tpujours sous une légère compression, et par conséquent sans remous,
tourbillonnements ou cavitation
Il est particulièrement importait que la/courbre de la moitié antérieure de la surface inférieure de l'aile soit convexe car, de cette façon, les filets d'air en ce point ne seront pas dérangés ou soumis à des tpurbillons ou remoud, même aux grandes vitesses et aux petits angles d'attaque . Une aile de ce type procure donc une augmentation importante pour une puissance déterminée de la limite de vitesse pour le plan sustentateur, en morne temps qu'une réduction des déplacements du centre de pression de l'avant/vers l'arrière de l'aile, pour des changements de l'angle d'attaque au moment du décollage de l'atterrissage ou du vol normal ,
Suivant l'invention, pn a constaté que cette grande épaisseur de l'ails assure non seulement un avantage certain au point de vue aérodynamique,
mais
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assure en outre un avantage au point de vue constructif, du.fait que lfaile peut être suffisamment épaisse pour permettre de léger entre ses faces tous les élé- ments nécessaires pour résister aux efforts directs pendant le vol, et les entretoisements qui donnent à l'aide la rigidité nécessaire pour résister au couple auquel ce type d'aile est soumis, et qui sont néces- saires pour éviter des flexions aux extrémités latéra- les et près des extrémitéslatérales de ltaile .
D'autres caractéristiques nouvelles de l'invention pouvant être mentionnées sont notamment les suivantes: la construction dune aile dans laquelle la surface aérodynamique et les dispositifs pour donner à cette surface de la rigidité constituent un seul et unique élément ; ltutilisation du revêtement de l'aile comme élément structural dans sa construction; l'emploi dtun matériau raide ou rigide pour recouvrir le plan sus- tenteur, ce matériau présentant, de lui-même, une ré- sistance très appréciable aux déformations, flexions, torsions, etc...
L'invention a également pour objet une aile cons- truite en plusieurs sections, chacune étant réalisée suivant les principes ci-dessus indiqués, ces sections étant destinées à être assemblées entre elles et fixées aux sections adjacentes pour constituer l'aile complète.
Jusqu'à présent, les ailes d'aérpplance ont été fabri- quées en une seule pièce; étant donné que la rigidité de l'aile dépendait de la façon dont cette aile était fixée ou ancrée à d'autres organes de l'avion, au moyen de haubans ou de montants extérieurs. Suivant la présente invention, au contraire, chaque section dTaile devient en quelque sorte, lorsqu'elle est assem- blée, un tube aplati, très rigide et entretoisé inté-
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rieurement. et qui, de lui-méme, résiste auxf forts de compression, de torsion et de tension.
Un autre objet de l'invention consiste à combiner une aile et un fuselage, et est-remarquable notamment par la réa- lisation d'une aile comprenanten fait, une aile épaisse unique, construite de telle façon que le fuse- lage puisse être suspendu à cette aile dans sa portion médiane ; de plus, dans ce cas particulier, l'invention consiste également, à donner à ltaile une forme telle que toutes les membrures à la partie'.. inférieure et à la partie supérieure de l'aile soient limitées par des lignes droites. Une construction répondant à ces deux conditions permet de réaliser des avantages importants .
L'aile étant attachée à la partie supérieure du fuselage, au lieu d'être attachée sur les cotés de celui-ci, on réalise une économie importante sur le poids des élé- ments qui résistent à la compression pour maintenir l'aile en place sans écraser le fuselage . L'aile elle- même a une résistance importante, étant donné que les membrures ne sont pas inflédies ou incurvées. Laile unique ainsi réalisée peut, à sa partie médiane posté- rieure et supérieure, s'enfoncer légèrement dans la par- tie supérieure du fuselage , Une aile de ce type peut toutefois être réalisée de façon à se trouver à un ni- veau plus bas, de part et dautre du fuselage .
L'aile peut de plus être réalisée de façon que les membrures à la partie supérieure de l*aile s'étendent suivant des lignes droites horizontales d'une extrémité latérale à l'autre, l'aile pouvant cependant avoir à sa partie inférieure la forme voulue pour constituer un angle" ' dièdre déterminé comme indiqué ci-dessus . Grâce aux caractéristiques variées ci-dessus mentionnées, on réalise une économie sur la surface totale qu'il est nécessaire de recouvrir d'un revêtement .
L'invention a également pour objet une aile ayant une forme et des
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proportions telles/que le centre moyen de pression de l'aile se trouve toujours situé sur une ligne sensi- blement droite depuis la racine ou naissance jusqu'à l'extrémité de l'aile, cette ligne étant sensiblement perpendiculaire au fuselage pour lTangle d'attaque correspondant à un vol rectiligne horizontal à une altitude déterminée .Un autre objet de l'invention consiste à réaliser une aile creuse dont les dimensions et la forme soient telles que le déplacement du centre de pression aux différents angles d'attaque ne dépasse- ra pas sensiblement 25 à 30 % de la longueur de la corde .
D'autres caractéristiques nouvelles de l'invention apparaîtront dans la description qui va suivre, en se référant au- dessin annexé qui représente un mode de réalisation de l'invention . Ce mode de réalisation n'a été donné, bien entendu, qu'à titre d'exemple et pour mieux faire comprendre l'invention, laquelle pourrait subir évidemment de nombreuses modifications.
Aux dessins annexés :
La figure 1 est une élévation latérale d'un avion suivant un mode de réalisation de la présente invention.
La figure Z est une coupe schématique de l'hélice, de l'aile et de la queue ou stabilisateur de profondeur, montant la position relative du stabilisateur de pro- fondeur par rapport aux filets d'air déplacés par l'hé- lioe et par l'aile .
La figure 3 est une vue en plan partielle montant le fuselage et l'une des ailes .
La figure 4 est une coupe suivant la ligne 4-4 de la fig. 3.
La figure 5 est une coupe suivant la ligne 5-5 de la fig. 3 .
La figure 6 est une coupe suivant la ligne 6-6
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de la f ig. 3 .
La.figure 6a est une vue en plan partielle d'un autre mode de réalisation de ltaile. munie d'un aileron dépassant le bord,de fuite de l'aile .
La figure 7 est une vue en élévation de face de l'ensemble de l'avion.
La figure 8 est une vue en perspective fragmentaire du bord de fuite de l'aile .
La figure 9 est une vue en perspective, à plus grande échelle, du bord de fuite sensiblement suivant la ligne 9-9 de la fig. 8 .
La figure 10 est une coupe partielle avec vue en perspective, du bord d'attaque de l'aile, près de son extrémité latérale,
La figure 11 est une élévation latérale de l'hélice et du capot du moteur .
La figure 12 est une vue en arrière du capot du moteur ,
La figure 13 est une vue en élévation partielle, plus ou moins schématique, du compartiment du pilote qui se trouve immédiatement en arrière du compartiment du moteur .
La figure 14 est une élévation de face du compar- timent du pilote .
La figure 15 est une élévation partielle à plus grande échelle., de la partie avant de l'intérieur du compartiment du pilote montrant les instruments de bord ,
La figure 16 est une vue de détail partielle d' une bande couvre-joint d'aile.
La figure 17 est une vue en plan partielle, vue par le dessus, montrant le dispositif de jonction des extrémités de la bande couvre-joint .
Le. figure 18 est une vue en élévation partielle/
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de la bande couvre-joint .
La figure 19 est une vue schématique d'une membru- re d'aile .
Ma figure 20 est une coupe transversale de l'aile au niveau d'un joint au-dessus du fuselage .
. Les figures 21 et 22 représentent des détails de construction d'une membrure d'aile au niveau du joint entre les sections extérieure et médiane d'une aile .
La fig. 21 montre la section médiane et la fig. 22 la section extérieure .
La figure 23 est une coupe verticale à travers le joint constitué par les parties représentées aux fig. 21 et 22;
La figure 24 est une vue en perspective partielle du mode de fonction d'une membrure d'aile à la carcasse du fuselage .
La figure 25 montre en détail un type de joint qui peut être utilisé pour las angles inférieurs du fuselage .
La figure 26 est une coupe horizontale, plus ou moins schématique de la partie antérieure du fuselage.
La figure 27/est une section verticale plus ou moins schématique de la portion du fuselage représentée à la fig. 26 .
Les figures 28, 29 et 30 montrent, plus ou moins schématiquement, une vue en élévation de la carcasse du fuselage, une portion du revêtement étant représen- tée à la fig. 30 .
La figure 31 est'une coupe suivant la ligne 31-31 de la fig 29 .
La figure 32 est une coupe suivant la ligne 32-32 de la fig. 31
La fig. 33 est une coupe sensiblement suivant la ligne 33-33 de la fig. 29 .
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La figure 34 est une élévation de"détail à plus grande échelle du mode de jonction entre le stabilisa- teur de profondeur et le gouvernail de profondeur.
La figure 35 est -une coupe transversale du fuse- lage au voisinage de la béquille d'atterrissage, sen- siblement suivant la ligne S5-35 de la fige 30 .
La figure 36 est une élévation partielle, avec parties en coupe transversalement au fuselage, d'un mode de réalisation de la oommande dit stabilisateur de profondeur .
La figure 37 est/une élévation perpendiculairement au plan de la fig. 36 .
La figure 38 est une élévation de face d'un mode de réalisation du châssis d'atterrissage .
La figure 39 est une vue en élévation latérale du dispositif de la fige 38 .
La figure 40 est une coupe de détail suivant la ligne 40-40 de la fig. 38 .
La figure 41 est une élévation da face d'un exemple de réalisation des commandes de pilotage dans le com- partiment du pilote
La figure 42 est une élévation latérale du dispo- sitif de la fig. 41 .
La figure 43 est une vue de détail d'une mode de réalisation du. cadre de jonotion qui supporte les péda- les de oommande des gouvernes .
La figure 44 est une élévation d'une porte.pouvant être placée aux extrémités du compartiment des passagers.
La figure 45 est une coupe transversale par la centre de la porte représentée à la fig. 44 .
La figure 46 est une élévation d'un type de porte pour fermer le compartiment du pilote .
La figure 47 est une coupe de la porte de la fig. 46 .
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La figure 48 est une élévation d'un type de porte latérale ou extérieure avec glace
La figure 49 est une coupe transversale de la porte et de la glace de la figure 48 .
La figure 50 est une élévation d'un type de fenêtre ou hublot ,
La figure 51 est une/élévation latérale d'un réser- voir d'essence montrant un mode de réalisation du dis- positif de montage du réservoir à l'intérieur de l'aile.
La figure 52 est une vue en élévation perpendicu- lairement au plan de la fige 51 .
La figure 53 est une élévation latérale d'un type de sièges ou fauteuils .
La figure 54 est une vue en élévation d'un méca- nisme de transformation des sièges .
La figure 55 est une élévation latérale du siège ou fauteuil représenté à la fig. 54 transformé en cou- chette .
L*avion qui a été représenté comprend une aile for- més d'une section centrale 60 et de sections extérieures 61 et 62, une hélice 63, un compartiment du moteur 64, un fuselage indiqué d'une façon générale en 65, et un train d'atterrissage désigné dans son ensemble par 66 .
On .va décrire ci-après la construction des ailes .
L'aile représentée au dessin est un mode de réâli- sation d'aile épaisse avec carcasse intérieure, ayant une surface convexe au-dessus et au-dessous, caractéri- sée par le faible déplacement du centre de pression pour différents angles de vol .
Le bord d'attaque de l'aile présente une flèche positive comme représenté plus clairement à la fig. 3, tandis que le bord de fuite présente une flèche néga- tive . Grâce à cette construction, on évite d'une part
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la perte de surface portante due aux remous, et dautre part l'inflexion des,filets d'air vers l'extérieur, les filets d'air quittant le bord de fuite de l'aile suivant un angle extrêmement favorable, sur toute la longueur de l'aile .
La flèche du bord d'attaque, c'est-à-dire l'angle obtus formé par le bdrd d'attaque des deux ailes est sensiblement égal à la moitié de la flèche du bord de fuite, de sorte que le lieu géométrique de tous les points situés sensiblement au tiers du chemin en par- taht du bord d*attaque est une ligne droite transversale d'Ou il résulte que le centre de pression sur l'aile est situé sur une ligne sensiblement droite allant d' une extrémité à l'autre de l'aile, cette ligne étant sensiblement perpendiculaire au fuselage . On peut donc dire que la ligne du centre normal de pression est neu- tre, et qufelle ne possède ni flèche positive ni flèche négative .
On peut expliquer ce fait plus complètement de la façon suivante : aux grandes vitesses, le centre de pression se déplace vers l'arrière de l'aile à cause du petit angle d'attaque, et, bien entendu, d'autant plus en arrière que la partie correspondante de l'aile aura la plus grande longueur de corde '. Ceci signifie qu'aux grandes vitesses, la ligna de pression des ailes a une flèche négative, condition qui n'est pas dêsavan- tageise étant donné la grande vitesse et le grand volu- me d'air agissant sur les gouvernes, les rendant extré- ment sensibles à tout déplacement provoqué par le pilote .
Le moment oritique pour le contrôla des gouver- nes a lieu à l'atterrissage et, pendant cette période, lorsque l'aéroplane se trouve à un angle d'attaque qu' on suppose être le plus grand, le centre de pression
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ce déplace vers l'avant. Etant donné qu'il se déplace davantage vers l'avant au point situé le long de la ligna du centre de pression où la carde est la plus longue, cette ligne s'inflëchit graduellement vers l'arrière des deux cotés pour constituer une ligne de flèche positive de part et d'autre d'un point coïncidant à peu près avec le centre de la section de l'aile, comme la pointe d'une flèche . Ceci présente un effet optimum au moment de l'atterrissage, lorsque les gouvernes sont le moins sensibles, ce qui est très important pour le pilote .
Pour des angles d'attaque moyens normaux, c'est- à-dire pour des conditions de vol normales, la ligne du centre de pression est sensiblement droite d'une extrémité de l'aile à l'autre, ce qui représente une condition se stabilité maximum .
Les ailes ont une profondeur relativement grande près du fuselage, la profondeur décroissant vers les extrémités / La surface supérieure de l'aile, au point le plus haut, est sensiblement droite dtune extrémité à l'autre de ltaile, tandis que la surface inférieure de l'aile, aussi bien que les bords d'attaque et .de fuite, sont inclinés vers le haut depuis le fuselage jusqu'aux extrémités . Cette construction présente une combinaison de caractéristiques très avantageuses .
L'angle dièdre des surfaces inférieures de l'aile est nécessaire pour obtenir de la stabilité, alors qu'un dièdre des surfaces supérieures provoquerait des remous de :L'air, réduisant le vide au-dessus de l'aile, et par conséquent le pouvoir sustentateur . Lorsque l'aile est plane transversalement, environ les deux tiers du pou- voir sustentateur proviennent de la surface supérieure.
L'aile suivant la présente invention permet de combiner les avantages aérodynamiques d'une aile à angle dièdre
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et d'une aile ayant une surface supérieure plate trans- versalement De plus. cette construction permet d'uti- liser pour les membrures des longerons de compression supérieurs rectilignes d'une extrémité à l'autre de laile Ceci constitue un avantage très important, étant donné que la courbure d'une pièce quelconque diminue considérablement sa résistance à la compression . La résistance nécessaire pour les longerons supérieurs rectilignes des membrures peut donc âtre réalisé avec des pièces beaucoup plus légères .
L'aile construite suivant l'invention présente donc une combinaison très avantageuse de bonne stabilité naturelle, de grande résistance mécanique et d'un rendement aérodynamique élevé- Les surfaces des ailerons 661 sont pratiquement dans le prolongement des surfaces des ailes elles-mêmes de façon à former une surface sont in ue . Dans ce faut, l'extrémité antérieure de l'aileron a une hauteur rela- tivement importante, alors que, sur le bord de fuite, les surfaces supérieure et inférieure viennent converger suivant un angle très aigu .
Le bord de fuite de l'aileron peut être, ou bien dans l'alignement du bord de fuite de l'aile, comme représenté à la fig. 6, ou bien dépasser ce dernier au cas où on désire avoir des ailerons de plus grande sur- face, comme représenté à la fig. 6a ,
La présente invention repose également sur le fait que, avec une aile du type ci-dessus décrit, les empen- nages de la queue, qui comprennent le gouvernail de profondeur 67 et le stabilisateur de profondeur 68 , lesquels seront décrits plus en détail ci-après, se trouvent notablement en dehors des filets d'air déranges par le déplacement de l'aile . Les filets d'air ainsi déplacés,
déterminés *par des essais aérodynamiques au
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tunnel ont été représentés schématiquement à la fige 2 sur laquelle on remarquera que le stabilisateur hori- zontal, étant placé au-dessus de la trajectoire de l'aile, ne rencontre pas l'air déplacé par cette der- nière , Ce fait contribue pour une grande part à la possibilité d'un contrôle plus efficace, qui caractérise les avions suivant la présente invention, et dont on a représenté un mode de réalisation .
La présente invention a également pour objet un mode de construction dune aile qui est continue au- dessus du fuselage et qui peut être articula sur le fuse- lage , Ltaile peut être construite en un nombre plus ou moins grand de sections destinées à être construites séparément pour être assemblées ensuite avec une section centrale;
toutefois la carcasse intérieure de la section centrale elle-même est de préférence continue au-dessus du fuselage .Dans un mode de réalisation préféré de 1* invention, ltensemble de la structure de l'avion comprenant la carcasse et le revêtement des deux ailes et du fuselage est constitué par un métal léger, possé- dant une grande résistance à la tension comme à la com- pression, et pouvant être lamina en feuilles ou en bar- res ayant tout profil approprié .
L'aluminium et ses alliages, et en particulier ltalliage connu sous le nom de "duralumin', ont donné des résultats tout-à-fait satisfaisants
En outre, la présente invention couvre l'emploi. d'un seul et même métal ou de métaux ayant le même coefficient de dilatation, aussi bien pour la carcasse que pour le revêtement, et aussi bien pour les ailes que pour-le compartiment du moteur, le fuselage et les empennages .En. utilisant le même métal ou des métaux ayant des coefficients de dilatation égaux, on élimine,
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ou tout au moins on réduit considérablement les efforts dûs à des dilatations ou des contractions provoquées par des variations de température ;
on comprendra l'avan- tage important résultant de cette caractéristique, en songeant aux variations de température auxquelles ltavion est soumis à chaque fois qu'il monte à laltitude favo- rable pour,le vol . Lorsque des organes différents de la carcasse, ou bien lorsque la carcasse et le revêtement ont des coefficients de dilatation différents., il nait des efforts qui peuvent déformer et gauchir les surfaces, et même causer des accidents mortels De plus, même si l'avion résiste à ces efforts, les jonctions prennent du jeu par suite des dilatations et contractions répé- tées, ce qui produit des vibrations locales et affaiblit considérablement les assemblages ,
La carcasse intérieure des ailes peut être réalisée de toute façon appropriée,
à condition de satisfaire aux exigences d'une résistance élevée et d'un poids minimum Le revêtement de l'aile doit être fixé à la carcasse de façon à contribuer lui-même à la résistance, aux efforts de tension et de compression, et aussi à la rigidité de la carcasse de façon à permettre l'emploi de membrures proportionnellement plus légères .Comme représenté à la fig. 20, l'aile peut comprendre un certain nombre de membrures principales et plusieurs membrures secondaires reliées entre elles de :
façon apprppriée pour donner à l'aile une résistance suffi- sante, à la fois dans le sens du vol et dans le sens de la longueur de l'aile Par exemple, la figure 20 représente la section centrale d'une aile comprenant trois membrures principales 69, 70 et 71.U/ne membrure antérieure secondaire 72 deux membrures secondaires 73 et 74/intercalées entre les membrures principales et deux
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membrures secondaires 75 et 76 pour supporter le bord de fuite , Les membrures auront, bien entendu, une hauteur appropriée pour donner à l'aile la forme exté- rieure voulue Chacune des membrures principales peut être composée de longerons supérieur et inférieur, de préférence des barres profilées, ou des feuilles de métal laminé .
Les fig. 21 à 24 représentent un longeron composé formé d'une barre à section semi-circulaire ou d'une feuille 77, et d'un profilé en "U" 78, encastré à l'intérieurela section du longeron étant sensiblement la lettre "D". Les deux longerons peuvent être reliés entre eux par des montants 79 et des barres de treillis
80, pouvant être, comme représenté, des profilés en "U".
Ses membrures secondaires comprennent des longerons
81, plus légers, et présentant de préférence des rebords de façon à permettre un montage plus facile du revêtement; les longerons Supérieur et inférieur seront reliés par des montants ou, à la fois, par des montants et des barres de treillis, si on le juge utile .
Les différen- tes membrirea peuvent 'être entretoisées par des barres diagonales 82 Etant donné que la courbure et l'épais- seur de l'aile décroissant toutes les deux depuis le fuselage Jusqu'aux extrémités latérales, les membrures convergeront vers les dites extrémités, comme indiqué à la figure 3, et vont également décroître en hauteur, comme représenté à la figure 19,, Etant donné que la résistance et la rigidité nécessaires de 1T extrémité de ltaile peuvent être obtenues au moyen d'une carcasse relativement légère et que la résistance des pièces de la carcasse doivent augmenter graduellement en allant vers le fuselage, la présente invention couvre l'emploi,
pour l'une quelconque ou pour toutes les pièces des membrures, d'un jeu de barres dont le poids et la résis-
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tance varient progressivement depuis le fuselage jusque aux extrémités des aile.s . Cette variation peut être obtenue en diminuant l'épaisseur du métal des profils utilisés pour les différentes membrures, tout en conser- vant les marnes formes et les mêmes dimensions extérieu- res . De cette façon, on évite un poids excessif et on augmente le pouvoir sustentateur de l'aile .
Si on suppose que la structure de l'aile est conti- nue au-dessus du fuselage, un dispositif est prévu pour fixer la carcasse de l'aile dirctement sur la carcasse du fuselage , Dans ce but, chaque membrure principale peut être pourvue d'une ou plusieurs paires de goussets 84 fixés de façon appropriée sur la membrure et destinés à âtre fixés, d'autre part, à l'une des pièces de la carcasse du fuselage . Dans le but de faciliter l'assem- blage, les transports et 1T emmagasinage, il est préféra- ble que l'aile et ses membrures soient formées de sec- tions facilement et rapidement démontées et assemblées.
Les moyens permettant de fixer les différentes parties d'une membrure en plusieurs sections sot représentés aux figures 21 à 23 et sont réalisés de la façon suivan- te : une douille 84 en tôle métallique et présentant un profil extérieur correspondant à la configuration et aux dimensions intérieures du longeron de la membrure. est insérée dans les extrémités adjacentes des sections de longerons correspondant aux sections de membrures à réunir . L'une de ces sections est également pourvue d'un étrier 85 fixé extérieurement sur celle-ci et des- tiné à reoevoir l'extrémité de 'l'autre section .
Une ouverture 86 (fig. 23) destinée à recevoir une cheville ou autre àrgane d'assemblage traverse l'étrier, la mem- brure et la douille . Les deux sections de longeron peuvent ainsi être réunies en les plaçant dans l'aligne-
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ment l'une de l'autre (la douille 84 étant en place) et en introduisant la cheville ; pour séparer les deux sections. il suffit d'enlever la goupille et de dégager la douille par une traction longitudinale Pour aug- menter la résistance l'une des sections de membrure peut être munie au voisinage de l'assemblage, d'un montant vertical supplémentaire 79 .
Le revêtement de ltaile peut être constitué par tout matériau léger et rigide fixé sur la carcasse de l'aile de façon à contribuer partiellement à la résis- tance aux efforts de tension et de compression, au lieu de servir simplement de surface portante, reportant tous les efforts de compression sur la carcasse . Du duralumin ondulé, rivé à la carcasse, avec les ondula- tions s'étendant de l'avant vers l'arrière, constitue un excellent matériau pour le revêtement . Grâce à cette construction, l'aile constitue an quelque sorte un tube plat, rigide et entretoisé intérieurement, qui résiste par sa rigidité aux efforts de tension et de compression ainsi qu'au couple résultant du déplacement du centre de pression .
Le revêtement ondulé constitue donc non seulement une surface portante mais forme en même temps un certain nombre de nervures de renforcement absorbant les efforts de tension et de compression, et un organe résistant aux couples de torsion . Autant que possible, les feuilles ondulées doivent être continues le long du bord d'attaque de l'aile . Cependant vers les extrémités latérales relativement minces de l'aile, l'angle du bord d'attaque de l'aile peut être trop aigu ppur permettre de recpurb er la feuille ondulée sans déformation nui- sible .
Dans ce cas, .la feuille de revêtement supérieure 87 (fig. 10). est reliée à laeuille inférieure 88 par une bande recourbée 89 qui peut être rivée à la fois
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aux feuilles supérieure et inférieure .Le long du bord de fuite de l'aile;
les ondulations des feuilles supé- rieure et inférieure sont superposées et sont fixées l'une à l'autre par tous moyens appropriés, comme par exemple des rivets 90, traversant les flancs des ondu- lations, comme représenté aux fig. 8 et 9 , De cette façon, les feuilles supérieure et inférieure se trou- vent juxtaposées, la partie supérieure et le fond des ondulations des feuilles supérieure et inférieure divers geant toutefois l'une de l'autre . le/Joint entre le revêtement de sections adjacentes de l'aile peut être recouvert et renforcé au moyen d'une bande 91 (fig. 16, 18) en toute matière appropriée et entourant lTaile .
Cette bande peut être munie dfune charnière 92, dispo- sée de préférence au voisinage du bord de fuite, et. sur la face opposée de l'aile, d'un dispositif de fixa- tion des deux extrémités de la bande et comprenant, par exemple, deux vis filetées à pas contraires 93 et 94, reliées aux extrémités de la balade et coopérant avec un tendeur 95 ,
Le support du moteur et la carcasse du fuselage, ainsi que les ailerons et les empennages de la queue peuvent, comme la carcasse de l'aile, être construits au moyen de barres profilées en métal léger laminé, comme du duralumin, et recouvertes de duralumin ondulé dans le sens longitudinal, le revêtement étant fixé sur la carcasse de facon à contribuer à sa résistance .
Le châssis de support du moteur avec le carter du moteur sont constitués de préférence de façon , former un..bloc quton mone sur le fuselage, ce qui facilite le change- ment du moteur * Un tel mode de réalisation du support du moteur est représenté aux fig. 11, la et 28 . Des oreilles 96, présentant des ouvertures 100, font saillie
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en avant de la carcasse du fuselage et pénètrent-dans des logements appropriés 97 du bloc supportant le moteur.
En introduisant un boulon ou cheville à travers chaque paire de trous 100 et 101 alignés l'un avec l'autre. le moteur est fixé en placé et il peut être démonté simplement en retirant ces boulons ou chevilles . L' arrière du compartiment du moteur est fermé par une paroi ou plaque 103, portant le panneau 104 pour les instruments de contrôle du moteur lesquels pénètrent dans une ouverture 105 de la cloison antérieure 106 du compartiment du pilote .
Le support du moteur peut être constitué par deux poutres horizontales 107 supportant le moteur et ayant une section en "U" ou de toute autre forme appropriée.
Chaque poutre est reliée près de son extrémité antérieure dune part à une barre de compression 108 ayant une di- rection inclinée vers le bas vers l'arrière et vers l'extérieur,.et d'autre part, soit directement, soit par 1T intermédiaire de cette barre de compression, à une barre de traction 109 dont la direction est inclinée vers le haut vers l'arrière et vers l'extérieur . Les barres de compression et de tension, de part et d'autre du châssis, sont reliées entre elles au moyen d'un montant 110 .
L* extrémité. postérieure de chaque poutre de support du moteur est supportée elle-même par un groupe de deux barres diagonales 111 et 112 s'étendant vers l'avant et reliées à la barre de compression 108 et à la barre de tension 109, aux extrémités du montant 110;
chaque poutre est en outre supportée par un groupe de deux barres diagonales 113 et 114 s'étendant vers carrière, et reliées respectivement aux extrémités de la barre !08 et de la barre 108 , au voisinage des points où ces Il
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barres sont fixées au fuselage, comme il est écrit ci**
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dessus Le raddateur 1070 est de préférence supporté par un 'bâti 1071, fixé de façon appropriée au châssis du moteur , Le groupe-moteur, c'est-à4ire le groupe fournissant la puissanoe motrice, constitue donc une unité complète et, lhraqu'il sera relié au réservoir d'essence ou aux réservoirs d*essence, qui seront décrits ci-après, il sera prêt à fonctionner .
Le pilote pourra être avantageusement logé à la partie avant du fuselage, sous le bord d'attaqua de
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ltaile, comme représenté à la figure 13, ltextrémàté antérieure, au-dessus de la cloison 106 étant fermée par un pare-.brise à panneaux 115, s'étendant vers le
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haut et vers carrière jusqutau bord dxattaque de l'aile.
Les instruments indicateurs des évolutions de l*avion seront disposés de préférence sur la cloison 106 au voisinage des instruments relatifs au moteur, portés par le panneau 104, et qui, on l'a déjà fait remarquer, pénètrent dans une ouverture de la paroi 106 . Des fenê- tres ou hublots 116 permettent au pilote de regarder sur les cotés de l'avion.
La configuration du capotage du support du moteur peut être telle que les filets d*air soient incurvés vers le haut, comme indiqué schématiquement à la figure 13, de façon que la pression du vent sur le pare-brise soit très réduite ou supprimée ,
La carcasse du fuselage peut être réalisée au moyen
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de fers en tutu" de cornières, ou de tout autre profilé laminé , Une section particulièrement appropriée consiste en une forme en "U" présentant des rebords latéraux destinés à recevoir des rivets ou autres organes permet- tant de fixer rigidement le revêtement sur la carcasse.
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A la figure 28t on suppose que le longeron inférieur 11 ?#
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est constitué par une cornière, tandis que le longeron supérieur 118 et plusieurs barres de treillis et mbntants présentent la section en "U" avec rebord ci-dessus dé- crite . Les oôtés et le fond du fuselage peuvent être sensiblement plats dans le sens transversal . La partie antérieure du dessus du fuselage est également plate .transversalement, tandis que, dans le sens longitudinal, elle épouse la forme de la face inférieure de la carcasse de l'ails . Vers l'arrière de ltaile, la partie supé- rieure du fuselage s'incurve profondément .
Le/bord de fuite de l'aile stassemble au fuselage sensiblement à la partie supérieure des faces planes de celui-ci, et les membrures principales 70 et 71 de l'aile reposent sur les longerons 117, comme représenté à la fig. 28
En avant de la membrure principale 70, les longerons Ils sont divisés en deux groupes, une branche 1180 s'étendant vers le haut pour constituer le support de la membrure principale antérieure 69, et la branche inférieure 1181 étant reliée, par l'intermédiaire d'une barre très forte 1182, à la pièce 99 servant à l'attache du support du moteur
Les goussets 83 servant à l'attache de l'aile sont fixés à la carcasse du fuselage sensiblement au niveau des montants 119 qui relient les longerons supérieur et inférieur .
On réalise ainsi une fixation solide et ro- buste,aussi bien pour la jonction du support du moteur que pour la jonction de l'aidl avec le fuselage, et les parties de la carcasse du fuselage sur lesquelles s'atta- chent le moteur et l'aile sont reliées aux autres pièces de la carcasse de façon à assurer une grande résistance et une grande rigidité .
La partie antérieure du fuselage est destinée à porter le poids de la cargaison ou des passagers, et à supporter également le moteur et l'aile,
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et, par suite,. sa carcasse comprend un nombre suffisant d'organes assez résistants pour constituer une structure très résistante, indépendamment du revêtement métallique;
au contraire, vers la queue, la carcasse est-'plus légère, comme représenté à la figure 29. le revêtement contribuant à la résistance de l'ensemble. Les longerons supérieurs 118 peuvent se terminer à une certaine distance en ar- rière des membrures de l'aile, les montants 120 sur les- quels ils sont fixés étant reliés aux longerons inférieurs au moyen de barres de treillus 121, résistant à la ten- sion . Une simple barre longitudinale 122 peut être utilisée pour rendre rigide la partie supérieure des arceaux transversaux de la carcasse . On a supposé que cette barre, ainsi que les arceaux 123 ont une section en "U", tandis que les montants sur lesquels ces arceaux sont fixés ont été supposés constitués simplement par des cornières 124 (fig. 31, 33).
L'entretoisement transver- sal du fuselage peut être constitué par des barres hori- zontales 1241 et des barres transversales 1242, s'éten- dant depuis le milieu de chaque barre 1241 jusqu'aux angles opposés du fuselage . On remarquera que la partie supé- rieure, ou dos, du fuselage est sensiblement parallèle à l'arbre du moteur, tandis que le fond, vers 1 arrière du compartiment qui reçoit la cargaison ou les passagers, est incliné vers le haut .La queue et le gouvernail de profondeur se trouvent donc notablement au-dessus des filets d'air dérangés par l'hélice et par l'aile, comme il a été expliqué ci-dessus . Cette construction permet également d'employer un train d'atterrissage de plus faible hauteur .
Le fuselage décroit en largeur aussi bien qu'en hauteur vers la queue, et se termine par un gouvernail de direction 125, un empennage 126 et un gouvernail de profondeur 127. Le plan horizontal de la queue est
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constitué ici par un dispositif réglable, que nous appel- lerons un 'stabilisateur horizontal* 128 , lequel fonc- tionne de la façon suivante : Une surface incurvée de façon appropriée et relativement fixe, en avant du gou- vernail de profondeur, est nécessaire pour permettre le bon fonctionnement de ce dernier . L'angle d'incidence est un facteur important pour déterminer son efficacité, celle-ci était considérablement diminuée, pour des chan- gements même relativement petits de l'angle d'incidence.
Evidemment, lorsque 1* angle d'attaque change, l'angle d'incidence de la surface qui se trouve en avant du gouvernail de profondeur doit également varier . De plus, lorsque la charge transportée par l'avion se déplace, comme dans le cas de passagers marchant à l'intérieur du compartiment, la relation qui existe entre le centre de gravité et le centre de pression se trouve modifiée et ce changement peut être compensé très simplement en ohangeant l'angle d'incidence de l'empennage horizontal.
La présente invention prévoit l'emploi d'un stabilisa- teur horizontal réglable, et d'un dispositif commandé par le pilote pour régler ce stabilisateur lorsque le besoin s'en fait sentir . Dans ce but, le stabilisateur horizontal 128 est pourvu, au voisinage de son centre, d*un pivot 129 grâce auquel il peut osciller par rapport à un bâti 130, monté à l'extrémité arrière du fuselage.
L'arête antérieure du gouvernail de profondeur 127 peut. par exemple, comprendre une barre à section semi-circu- laire 131, entourant une poutre en "U" 132, de façon à constituer un support rigide pour une ou plusieurs cornières 133.Le bord de fuite du stabilisateur de profondeur peut être renforcé de façon appropriée, la construction représentée au dessin comportant une barre en "U" 134 .de grande largeur et disposée verticalement
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et sur laquelle sont fixées des barres 133 et 136, de dimension plus petite et disposées horizontalement à la partie supérieure 'et à la partie inférieure .
Sur les barres 135 et 136 est fixé une seconde barre 137 de grande largeur servant à l'attache de cornières 138 per- ores chacine d'un trou 139 destiné à recevoir un axe ou pivot traversant des troua correspondants des cornières 133 du gouvernail de profondeur . Ce dernier peut com- porter le levier de commande ordinaire 140, servant à l'attache des câbles de commande .
Le dispositif destiné à faire varier l'angle d'in- cidence du stabilisateur horizontal peut être construit de la façon suivante, et comme représenté au dessin : une coulisse, qui peut être composée de barres vertica- les 141, est guidée dans une glissière formée de poutres en "U" 142, les barres/141 étant entretoisées au moyen de barres horizontales et diagonales 143 et 144, la glissière ainsi constituée étant articulée sur la sta- bilisateur . La liaison peut être constituée par des oreilles 144, solidaires du stabilisateur et par un axe 145 traversant des ouvertures dans les oreilles 145 et les barres 142 . Une vis 146 est fixée à la partie inférieure de la coulisse par tous moyens appropriés, comme par exemple des rivet. 147, traversât la vis et des-plaques 148, fixées à la coulisse .
La via 146 traverse une douille filetée intérieurement 149, main- tenue de façon à ne pas pouvoir se déplacer axialement au moyen de mâchoires 150,faisant saillie sur.un support 151, fixé à la carcasse du fuselage, la mâchoire s'ap- puyant sur les épaulements supérieur 152 et inférieur.
153 de la douille . Ces deux épaulements 152 et 153 servent également à guider un câble qui s'enroule sur la douille entre ces deux épaulements., et qui s'étend
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vers l'avant, où il est relié à un dispositif de contrôle, approprié placé dans la compartiment du pilote . En ac- tionnant oe dispositif de contrôlela portion du stabili- sateur horizontal à laquelle la coulisse est attachée peut être soulevée ou abaissée à volonté, et le stabili- sateur horizontal maintenu à chaque instant à l'angle d'inoidence correct .
Des moyens perfectionnés sont prévus pour attacher la béquille d'atterrissage qui peut être construite de la façon suivante: La béquille 155, qui fait corps avec, ou est reliée rigidement à, un levier 156 s'étendant vers le haut, eseliée par une liaison élastique 157 au fuselage 130, et pivote entre des oreilles 158 d'un organe qui peut tourner horizontalement et dépasse au- dessos du fuselage, cet organe pouvant tourner dans un cadre vertical à l'intérieur du fuselage . Ce cadre peut être composé de barres diagonales 160, 161, et d'un montant central 162, relié entre eux et à la carcasse du fuselage de façon appropriée . Une butée 163 peut être disposée de façon à limiter les déplacements de la béquille sous l'effet de l'organe élastique 157 .
La partie du fuselage qui porte la charge, cargaison ou passagers, se trouve d'une façon générale au-dessous de l'aile et peut être divisée en un nombre approprié de compartiments, chacun étant meublé dans le but auquel il est destiné; par exemple, on a représenté un aéroplane agencé intérieurement pour le transport des voyageurs .
La partie principale 164 pour les voyageurs contient deux tangées de sièges tapissas, et un compartiment pour toi- lette et lavabos 166,avec les séparations appropriées pour isoler les passagers de la carlingue du pilote . Les sièges, de même que toutes les autres parties de lravion, sont construits principalement en duralumin et peuvent
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être prévus de façon à être convertis rapidement et aisé-) ment en couchettes.. Un type particulier de fauteuils ou sièges de oe genre a été représenté aux figures 53 à 55.
Le siège comprend un dossier 167un siège proprement dit 168 et un panneau inférieur 169 . Des plaques 170 servent à supporter l'ensemble de ces différentes pièces.
Le panneau inférieur 169 et le siège 168 pivotent tous deux autour d'un axe 172, monté sur un support 171 situé en avant et à la partie inférieure par rapport aux pla- ques 170 . Le dos 167 comporte un pvot 173 traversant une rainure 174: dans les cotés du siège 168 . Un bras 175 est fixé rigidement au dossier et comprend une par- tie recourbée 176 s'étendant latéralement et pouvant coulisser dans une rainure 177, pratiquée dans le sup- port 171 . Des moyens appropriés sont prévus pour main- tenir la partie recourbée 176 dans la rainure de gui- dage et la rainure peut être recouverte d'une plaque 178.
Sur la partie recourbée 176, au voisinage de la partie inférieure de la plaque support 171, et sur un support 179, faisant saillie sur le panneau inférieur 169 pivote une bielle 180 . Une rainure 181/eput être pratiquée dans la plaque support 171 pour permettre de loger l'articu- lation de la bielle 180 sur le support 179 . On voit que, si l'on presse sur la partie supérieure du dossier vers le bas et vers l'arrière, le panneau inférieurt le dossier vont se déplacer pour venir dans le même alignement, comme représenté à la figure 55, la' partie recourbée 176 se déplaçant le long de la rainure 177, tandis que le pivot 173 parcourt la rainure 174, pour revenir ensuite à sa position primitive dans collerai .
Le compartiment des passagers est éclairé et ventilé au moyen de fenêtres 182, qui peuvent être disposées au niveau de chacun des âièges, ou en.tout autre endroit
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approprié .Les fenêtres peuvent avoir une forme semi- circulaire et être composées de deux vitres 182 et 183 en forme de quadrant, l'une d'elles pouvant pivoter en
184, de façon à permettre l'ouverture de la fenêtre en faisant tourner l'une des vitres autour d'un pivot perpendiculaire au plan de la fenêtre .
L'accès à l'intérieur du fuselage est fermé au moyen d'une porte débouchant dans le compartiment des passagers et qui peut être construite de la façon re- présentée aux figures 48 et 49 . Un cadre, formé par une barre 186 présentant le contour approprié, est muni d'une traverse 187 . Au-dessous de la traverse, le cadre est recouvert à l'intérieur et à l'extérieur par une feuille de métal ondulé, l'espace au dessus de la traverse étant fermé par une feuille en matière trans- parente 188 .
Le compartiment du pilote et/le compartiment des passagers peuvent être fermés et isolés des autres parties du fuselage au moyen de portes telles que celles représentées en 189, 190, 191, fig. 26 . Les fig. 44 et 45 montrent un exemple de réalisation de la porte 190 qui comprend un cadre formé d'uen barre en "U" 192, recou- verte sur chaque face de feuilles de métal ondulé 193 .
La partie inférieure de la porte présente une forme en pointe, de façon à coller contre les barres d'entretoi- sement du fuselage . Le cadre de la porte 189 représenté aux figures 46 et 47 consiste en un profilé laminé en Z comprenant une âme 194 et deux semelles 195 et 196, s'étendant de part et d'autre de cette âme ,Ce cadre est également recouvert de feuilles de métal ondulé 197.
Il est préférable de prévoir des moyens pour étouf- fer les bruits du moteur et assurer l'étanchéité contre les gaz d'échappement et, dans ce but, on emploie des
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portes à double paroi ,
Lé mécanisme de commande ,des évolutions de l'avion dans le compartiment du pilote est représenté aux figures 41 à 43; 'il est du type à double commande, deux sièges 198 et 199 (fig. 26) étant prévus pour les deux pilotes .Chaque groupe d'organes de commande com- prend un manche à balai 200 solidaire d'un arbre trans- versal 201, monté dans des paliers 202 de la carlingue.
L'arbre 201 porte un levier 203, relié par un câbla au levier inférieur 140 du gouvernail de profondeur. Un câble relié au levier supérieur 140 sattachant sur un collier 209 du manche à balai .
Chaque volant de direction 205 est fixé sur un axe 206 monté dans des paliers d'une chape 207 fixée à l'extrémité du manche à balai , L'axe 206 porte une roue à chaîne 208,sur laquelle passe une chaîne 209, à laquelle sont attachés les câbles 210 de la commande des ailerons .
Les câbles 211 pour la commande du gou- vernail de direction passent sur une poulie 212 fixée à un arbre transversal 213 qui porte des groupes de deux leviers s'étendant en sens inverse 214 et 215, et sur lesquels viennent s'attacher des biellettes 216 et 217, reliées respectivement aux pédales droite et gauche 218 et 219 . Ltarbre Slest monté dans des supports 220 , fixés à une pièce de la carlingue 211 . Les pédales 218 et 219 pivotent sur la carlingue en 220 et sont articu- lées sur les biellettes 216 et 217 au moyen de pièces en tôle en forme de "V" 221 (fig. 431. les extrémités des biellettes formant des chapes pour recevoir les parties juxtaposées de 1* extrémité inférieure du sommet de la pièce en "V".
Les réservoirs de combustible sont, de préférence, montés à 1* intérieur des ailes épaisses et creuses .
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Les figures 51 et 52 représentent un mode de réalisation d'un dispositif de support de réservoir . Une ou plusieur bandes de fixation 227 passent au-dessous du réservoir
226 et au-dessus des/logneron supérieurs de dux des membrures principales, auxquels elles sont fixées .
D'autres bandes de métal passent au-dessus du réservoir et autour des longerons inférieurs des membrures prin- cipales, auxquels elles sont fixées ,Des bandes de feutre peuvent être intercalées entre les bandes de fixation et le réservoir, de façon à réaliser un montage rigide et à étouffer le bruit , L'un des groupes de ban- des peut être pourvu d'un dispositif tendeur 228 . l'ou- verture de remplissage 229 pour le réservoir est placée près du revêtement de l'aile de façon à permettre le remplissage à travers une ouverture appropriée de ce dernier ,
On a représenté aux figures 38 à 40 un train d' atterrissage élastique, amortissant les chocs . Chacune des roues 240 peut tourner sur une fusée 241.
A l'ex- trémité intérieure de la fusée 241 est monté un collier 242 relié, par un joint pivotant 244, à une bielle 243 attendant vers le haut , L'extrémité supérieure de la bielle 243 est articulée sur un patin 245 destiné à glisser verticalement à l'intérieur d'un fer de guidage en "U" 846, sur le côté du fuselage . Près de la partie supérieure dé la bielle 243 est également fixée une barre transversale 247, se terminant par deux têtes plates relativement larges 248.
Une barre analogue 249 est fixée à des plaques support 250 dépassant le fuse- lage à une certaine distance au-dessous de l'extrémité inférieure du guidage 246 . Une corde 251 en matière élastique passe- autour des tiges parallèles 247 et 249, et constitue un amortisseur de chocs entre le train
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d'atterrissage et le fuselage .
Une bielle de poussée 252 s'étend diagonalement de la roue vers le haut et est articulée en Z53 sur un bloc 254 maintenu entre des ressorts 255, sur une tige 256, montée dans un support 257, fixé à une pièce trans- versale 258 de la carcasse du fuselage Le bloc 254 est articule sur la bielle de poussée 252 de chacune des roues, disposées de part et d'autre du fuselage .
Une seconde bielle de poussée 259 s'étend vers l'arrière, vers le haut et vers l'intérieur, depuis la fusée de la roue, et est attachéeau moyen d'une articulation 260 en un point voisin du centre du fuselage , Les extrémités inférieures des bielles de poussée 252 et 259 pénètrent dans des dispositifs de serrage 261, combinés à la fusée de la roue 241, comme représenté à la figura 40 .
Les pièces 243, 252 et 259 peuvent être avantageusement constituées par des'tubes à section circulaire ,
Dans la description qui précède, on a employé le mot aile "épaisse", mais cette expression ne doit pas être confondue avec 1* expression analogue, utilisée avant la présente invention , Jusquroi en effet, les ailes utilisées avaient une certaine épaisseur à la naissance de l'aile, environ 1/12e de la corde de lt aile, mais, dans aucun cas, lépaisseur de la section de l'aile n'était suffisante pour permettre de loger une carcasse résistante pouvant supporter la charge, sans avoir à prévoir de haubannage ou autre organe extérieur de renforcement .
L'aile suivant la présente invention se distingue donc des: types antérieurs en ce que, sut toute sa longueur, elle a une épaisseur suffi- sante pour loger entre la surface inférieur et la sur- face supérieure les organes nécessaires, pour lui donner
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une rigidité propre et lui permettre de résister aux chocs ou efforts auxquels elle peut être soumise au cours du vol ;
à titre d'exemple, on peut dire que, avec les matériaux dont on dispose à l'heure actuelle, une aile de ce genre doit avoir une épaisseur à la naissance égale au moins au quart de la corde de l'aile en oe point ,
Bien entendu il faut remarquer que dans la cons- truction d'aile ci-dessus décrite, dans laquelle le revêtement consiste en une feuille en matériau rigide ayant sensiblement le même coefficient de dilatation que le matériau constituant la carcasse intérieure, et dans laquelle ce revêtement est relié à la carcasse intérieure d'une façon relativement rigide, ce revê- tement ne provoque aucun effort ou déformation parasite dont la grandeur ou le sens ne pourraient pas être pré- vus et comme cela se produit pour les revêtements usuels en tissus étirés et imperméabilisés .
Bien qu'on ait décrit et représenté en détail un mode de réalisation particulier de l'invention, il est bien entendu que le dessin et la description qui pré- cèdent servent seulement à indiquer une construction typique de l'invention, laquelle pourrait se traduire par des formes sensiblement différentes .
Les revendications qui suivent doivent être inter- prétées dans les termes les plus larges, de façon à couvrir toutes les réalisations possibles de l'invention.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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improvements to airplanes
The present invention relates to an airplane having a high efficiency and which has characteristics which deviate more or less radically from the previous data which was based, in a way only on a compromise between the requirements of aerodynamics and those. construction. Prior to the present invention, much more importance was attached to the issue of lightweight construction than to that of correct air flow relative to the aircraft. On the contrary, the aim of the present invention is to obtain the best qualities from the aerodynamic point of view, at the same time as a complete solution of the constructive problem which arises in this case.
Although the use of small arched wings having satisfactory sustentatory qualities had already developed before the present invention, these wings however lacked sufficient mechanical strength.
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They were healthy and offered considerable dynamic resistance to the advancement of the airplane, and furthermore, they were subject to a large displacement of the center of pressure as a result of the change in the angle of attack.
Following the present invention, it has been found that the reduced thickness of the wing section is not a necessary or essential factor in the calculation of an airfoil and that a wing, which could in call a wing "thick", that is to say having a relatively large thickness especially at the start, that is to say in the vicinity of the fuselage, sufficient thickness to allow the parts of the wing to be accommodated between these surfaces. necessary construction, can constitute a surface having a satisfactory lifting power and at the same time no longer offer at all or at least hardly any resistance to advancement; in addition, such a type of wing will be subject to less displacement of the center of pressure depending on the angle of attack.
Thick wings of this kind are new in themselves and, therefore, wings of this new type are radically different from anything that has been achieved to date, in that the lower surface, or at all less the portion thereof located in the vicinity of the leading edge is preferably convex.
In practice, it is preferable to use a wing whose median line is curved to follow a conventional camber, but which presents,.; A significant excess thickness of the straight section, on either side of this median line, in a point where. the lower surface becomes convex instead of being cin- cellar. In such a construction, air can flow freely around a very arched curve without having the disadvantage of a large displacement of the center.
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pressure or resistance pu. harmful eddies, and this for almost all flight speeds, as occurs at high speeds in the case of a thin wing with a strongly convex lower surface.
With a wing according to the present invention, the mass of air which is displaced downwards by the lower surface, convex at the front, is compressed by the weight of the machine, so that no vacuum cannot occur at this point, and the contour of the adjoining portions of this surface is such that at normal angles of attack, no significant vacuum or braking can occur, the air flowing smoothly along of the area calculated for such a flow, until it exceeds the trailing edge, always under slight compression, and consequently without eddying,
swirling or cavitation
It was especially important that the curvature of the anterior half of the lower wing surface be convex because in this way the air streams at this point will not be disturbed or subjected to turbulence or disturbance, even to high speeds and small angles of attack. A wing of this type therefore provides a significant increase for a given power of the speed limit for the lift plane, while reducing the displacement of the center of pressure from the front / rear of the wing. , for changes in the angle of attack at the time of take-off, landing or normal flight,
According to the invention, pn found that this great thickness of the garlic not only provides a certain advantage from an aerodynamic point of view,
But
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also provides an advantage from the constructive point of view, due to the fact that the wing can be thick enough to allow light between its faces all the elements necessary to withstand direct forces during flight, and the braces which give the wing. helps the rigidity necessary to withstand the torque to which this type of wing is subjected, and which are necessary to avoid flexions at the side ends and near the side ends of the wing.
Other new features of the invention which may be mentioned are in particular the following: the construction of a wing in which the aerodynamic surface and the devices for giving this surface rigidity constitute a single element; the use of the wing skin as a structural element in its construction; the use of a stiff or rigid material to cover the suspension plane, this material having, of itself, a very appreciable resistance to deformation, bending, torsion, etc ...
The subject of the invention is also a wing constructed in several sections, each being produced according to the principles indicated above, these sections being intended to be assembled together and fixed to the adjacent sections to constitute the complete wing.
Hitherto, the wings of the aircraft have been made in one piece; since the rigidity of the wing depended on the way in which this wing was fixed or anchored to other parts of the aircraft, by means of struts or external uprights. In accordance with the present invention, on the contrary, each wing section becomes, in a way, when assembled, a flattened, very rigid and internally braced tube.
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laughingly. and which, of itself, resists strong forces of compression, torsion and tension.
Another object of the invention consists in combining a wing and a fuselage, and is notably remarkable by the realization of a wing comprising in fact a single thick wing, constructed in such a way that the fuselage can be suspended. to this wing in its middle portion; furthermore, in this particular case, the invention also consists in giving the wing a shape such that all the ribs at the lower part and at the upper part of the wing are bounded by straight lines. A construction meeting these two conditions enables significant advantages to be achieved.
Since the wing is attached to the upper part of the fuselage, instead of being attached to the sides of the fuselage, a significant saving is made on the weight of the elements which resist compression to keep the wing in place. without crushing the fuselage. The wing itself has a lot of strength, since the chords are not inflated or curved. The single wing thus produced can, at its posterior and upper median part, sink slightly into the upper part of the fuselage. A wing of this type can however be made so that it is at a lower level. , on either side of the fuselage.
The wing can furthermore be made so that the chords at the upper part of the wing extend in straight horizontal lines from one lateral end to the other, the wing being however able to have at its lower part the wing. shape desired to constitute a dihedral angle determined as indicated above. Thanks to the various characteristics mentioned above, a saving is made on the total surface which it is necessary to cover with a coating.
The invention also relates to a wing having a shape and
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proportions such that the mean center of pressure of the wing is always situated on a substantially straight line from the root or birth to the tip of the wing, this line being substantially perpendicular to the fuselage for the angle of 'attack corresponding to a horizontal rectilinear flight at a determined altitude. Another object of the invention is to provide a hollow wing whose dimensions and shape are such that the displacement of the center of pressure at the various angles of attack does not exceed- not substantially 25 to 30% of the length of the rope.
Other new characteristics of the invention will appear in the description which follows, with reference to the appended drawing which represents an embodiment of the invention. This embodiment has, of course, been given only by way of example and to better understand the invention, which could obviously undergo numerous modifications.
In the accompanying drawings:
Figure 1 is a side elevation of an aircraft according to one embodiment of the present invention.
Figure Z is a schematic cross section of the propeller, wing and tail or elevator stabilizer, showing the relative position of the elevator stabilizer with respect to the air streams displaced by the helium and by the wing.
Figure 3 is a partial plan view showing the fuselage and one of the wings.
FIG. 4 is a section taken on line 4-4 of FIG. 3.
FIG. 5 is a section taken along line 5-5 of FIG. 3.
Figure 6 is a section on line 6-6
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of f ig. 3.
Figure 6a is a partial plan view of another embodiment of the ltaile. fitted with a fin protruding from the edge, trailing the wing.
Figure 7 is a front elevational view of the entire aircraft.
Figure 8 is a fragmentary perspective view of the trailing edge of the wing.
FIG. 9 is a perspective view, on a larger scale, of the trailing edge substantially along line 9-9 of FIG. 8.
Figure 10 is a partial sectional view in perspective, of the leading edge of the wing, near its lateral end,
Figure 11 is a side elevation of the propeller and engine cover.
Figure 12 is a rear view of the engine cover,
Figure 13 is a partial elevational view, more or less schematic, of the pilot's compartment which is immediately aft of the engine compartment.
Figure 14 is a front elevation of the pilot's compartment.
Figure 15 is a partial elevation on a larger scale., Of the front part of the interior of the pilot's compartment showing the onboard instruments,
Figure 16 is a partial detail view of a wing seal strip.
Fig. 17 is a partial plan view, viewed from above, showing the device for joining the ends of the joint cover strip.
The. Figure 18 is a partial elevational view /
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of the joint covering tape.
Figure 19 is a schematic view of a wing member.
My figure 20 is a cross section of the wing at a joint above the fuselage.
. Figures 21 and 22 show constructional details of a wing chord at the joint between the outer and middle sections of a wing.
Fig. 21 shows the middle section and fig. 22 the outer section.
Figure 23 is a vertical section through the joint formed by the parts shown in Figs. 21 and 22;
Figure 24 is a partial perspective view of the mode of operation of a wing chord to the fuselage carcass.
Figure 25 shows in detail one type of seal which can be used for the lower angles of the fuselage.
Figure 26 is a horizontal section, more or less schematic of the front part of the fuselage.
FIG. 27 / is a more or less schematic vertical section of the portion of the fuselage shown in FIG. 26.
FIGS. 28, 29 and 30 show, more or less schematically, an elevational view of the carcass of the fuselage, a portion of the covering being shown in FIG. 30 .
Figure 31 is a section taken along line 31-31 of Figure 29.
Figure 32 is a section taken along line 32-32 of FIG. 31
Fig. 33 is a section taken substantially along line 33-33 of FIG. 29.
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Figure 34 is an enlarged detail elevation of the mode of junction between the elevator stabilizer and the elevator.
Figure 35 is a cross section of the fuselage in the vicinity of the landing stand, substantially taken along line S5-35 of fig 30.
Figure 36 is a partial elevation, with parts in section transversely to the fuselage, of an embodiment of the so-called depth stabilizer control.
Figure 37 is an elevation perpendicular to the plane of fig. 36.
Fig. 38 is a front elevation of one embodiment of the landing frame.
Figure 39 is a side elevational view of the device of the pin 38.
FIG. 40 is a detail section taken on line 40-40 of FIG. 38.
Figure 41 is a front elevation of an exemplary embodiment of the pilot controls in the pilot's compartment.
FIG. 42 is a side elevation of the device of FIG. 41.
FIG. 43 is a detail view of an embodiment of the. junction frame which supports the rudder control pedals.
Figure 44 is an elevation of a door capable of being placed at the ends of the passenger compartment.
Figure 45 is a cross section through the center of the door shown in fig. 44.
Figure 46 is an elevation of one type of door for closing the pilot compartment.
FIG. 47 is a section through the door of FIG. 46.
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Figure 48 is an elevation of a type of side or exterior door with glass
Figure 49 is a cross section of the door and mirror of Figure 48.
Figure 50 is an elevation of one type of window or porthole,
Fig. 51 is a side elevation of a fuel tank showing one embodiment of the tank mounting device inside the wing.
Figure 52 is an elevational view perpendicular to the plane of the pin 51.
Fig. 53 is a side elevation of one type of seating or armchair.
FIG. 54 is an elevational view of a mechanism for converting the seats.
Figure 55 is a side elevation of the seat or chair shown in fig. 54 transformed into a berth.
The airplane which has been shown comprises a wing formed of a central section 60 and outer sections 61 and 62, a propeller 63, an engine compartment 64, a fuselage generally indicated at 65, and a landing gear designated as a whole by 66.
The construction of the wings will be described below.
The wing shown in the drawing is a construction of a thick wing with an internal carcass, having a convex surface above and below, characterized by the small displacement of the center of pressure for different angles of flight.
The leading edge of the wing has a positive arrow as shown more clearly in fig. 3, while the trailing edge has a negative arrow. Thanks to this construction, on the one hand,
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loss of airfoil due to eddies, and on the other hand the inflection of the air streams outward, the air streams leaving the trailing edge of the wing at an extremely favorable angle, over the entire length of the wing.
The deflection of the leading edge, that is to say the obtuse angle formed by the leading edge of the two wings is substantially equal to half of the deflection of the trailing edge, so that the geometric locus of all points located approximately one-third of the way from the leading edge is a transverse straight line, where it follows that the center of pressure on the wing is located on a substantially straight line running from end to end. the other of the wing, this line being substantially perpendicular to the fuselage. We can therefore say that the line of the normal center of pressure is neutral, and that it has neither positive nor negative arrow.
This fact can be explained more fully as follows: at high speeds, the center of pressure shifts towards the rear of the wing because of the small angle of attack, and, of course, all the more to the rear. that the corresponding part of the wing will have the greatest length of chord '. This means that at high speeds the pressure line of the wings has a negative deflection, a condition which is not disadvantageous given the high speed and the large volume of air acting on the control surfaces, making them extreme. - sensitive to any movement caused by the pilot.
The oritic moment for control of the rudders occurs on landing and, during this period, when the airplane is at an angle of attack which is assumed to be the greatest, the center of pressure.
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this moves forward. Since it moves further forward at the point along the line from the center of pressure where the card is longest, this line gradually flexes backward on both sides to form a line of pressure. positive arrow on either side of a point roughly coinciding with the center of the wing section, like the tip of an arrow. This has an optimum effect at the time of landing, when the control surfaces are the least sensitive, which is very important for the pilot.
For normal mean angles of attack, i.e. for normal flight conditions, the center of pressure line is substantially straight from one end of the wing to the other, which is a condition maximum stability.
The wings have a relatively great depth near the fuselage, the depth decreasing towards the ends / The upper surface of the wing, at the highest point, is substantially straight from end to end of the tail, while the lower surface of the wing the wing, as well as the leading and trailing edges, are tilted upward from the fuselage to the ends. This construction presents a combination of very advantageous characteristics.
The dihedral angle of the lower surfaces of the wing is necessary to achieve stability, whereas a dihedral angle of the upper surfaces would cause eddies of: Air, reducing the vacuum above the wing, and therefore the sustaining power. When the wing is transversely planar, about two-thirds of the lift comes from the top surface.
The wing according to the present invention makes it possible to combine the aerodynamic advantages of a dihedral angle wing
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and a wing having a transversely flat upper surface. this construction allows the use of straight upper compression spars for the chords from one end of the wing to the other. This is a very important advantage, since the curvature of any part considerably reduces its resistance to pressure. compression. The resistance required for the rectilinear upper side members of the frames can therefore be achieved with much lighter parts.
The wing constructed according to the invention therefore presents a very advantageous combination of good natural stability, high mechanical resistance and high aerodynamic efficiency. The surfaces of the ailerons 661 are practically in the extension of the surfaces of the wings themselves so to form a surface are in ue. In this case, the anterior end of the fin has a relatively large height, while, on the trailing edge, the upper and lower surfaces converge at a very acute angle.
The trailing edge of the aileron may be either in line with the trailing edge of the wing, as shown in FIG. 6, or else go beyond the latter if it is desired to have ailerons with a larger surface area, as shown in FIG. 6a,
The present invention is also based on the fact that, with a wing of the type described above, the tail fins, which comprise the elevator 67 and the elevator stabilizer 68, which will be described in more detail below. afterwards, there are notably air streams disturbed by the displacement of the wing. The air streams thus displaced,
determined * by aerodynamic tests at
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tunnel have been shown schematically in fig 2 on which it will be noted that the horizontal stabilizer, being placed above the trajectory of the wing, does not meet the air displaced by the latter. This fact contributes to a large part to the possibility of more efficient control, which characterizes the airplanes according to the present invention, and of which an embodiment has been shown.
The present invention also relates to a method of constructing a wing which is continuous above the fuselage and which can be articulated on the fuselage. The tail can be constructed in a greater or lesser number of sections intended to be constructed separately. to then be assembled with a central section;
however, the inner carcass of the center section itself is preferably continuous above the fuselage. In a preferred embodiment of the invention the entire aircraft structure comprising the carcass and the skin of both wings and The fuselage is made of a light metal, having great resistance to tension as well as to compression, and which can be laminated into sheets or bars having any suitable profile.
Aluminum and its alloys, and in particular the alloy known under the name "duralumin", have given completely satisfactory results.
Further, the present invention covers employment. of one and the same metal or of metals having the same coefficient of expansion, both for the carcass and for the coating, and for the wings as well as for the engine compartment, the fuselage and the empennages. using the same metal or metals having equal expansion coefficients, we eliminate,
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or at least the forces due to expansions or contractions caused by temperature variations are considerably reduced;
the important advantage resulting from this feature will be understood by considering the temperature variations to which the airplane is subjected each time it climbs to the altitude favorable for flight. When different parts of the carcass, or when the carcass and the coating have different coefficients of expansion, stresses arise which can deform and warp the surfaces, and even cause fatal accidents. Moreover, even if the airplane resists these forces, the junctions become loose as a result of repeated expansion and contraction, which produces local vibrations and considerably weakens the assemblies,
The inner carcass of the wings can be made in any suitable way,
provided that the requirements for high strength and minimum weight are met.The wing skin must be attached to the carcass in such a way that it contributes to strength, tension and compression forces, and also to the rigidity of the carcass so as to allow the use of proportionately lighter members. As shown in fig. 20, the wing may include a number of main chords and several secondary chords connected together of:
suitable way to give the wing sufficient resistance, both in the direction of flight and in the direction of the length of the wing For example, figure 20 shows the central section of a wing comprising three ribs main chords 69, 70 and 71.U / ne secondary front chord 72 two secondary chords 73 and 74 / interposed between the main chords and two
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secondary chords 75 and 76 to support the trailing edge. The chords will, of course, have an appropriate height to give the wing the desired outer shape Each of the main chords can be made up of upper and lower spars, preferably profiled bars, or sheets of rolled metal.
Figs. 21 to 24 show a composite spar formed of a bar of semi-circular section or of a sheet 77, and of a "U" section 78, embedded inside the section of the spar being substantially the letter "D" . The two side members can be connected to each other by uprights 79 and truss bars
80, which can be, as shown, "U" profiles.
Its secondary members include spars
81, lighter, and preferably having flanges so as to allow easier mounting of the coating; the upper and lower stringers shall be connected by uprights or, at the same time, by uprights and truss bars, if deemed useful.
The different members may be braced by diagonal bars 82 Since the curvature and the thickness of the wing both decreasing from the fuselage to the lateral ends, the members will converge towards said ends, as shown in Figure 3, and will also decrease in height, as shown in Figure 19, Since the required strength and rigidity of the tail end can be achieved by means of a relatively light carcass and the resistance of the carcass parts must gradually increase towards the fuselage, the present invention covers the use,
for any or all of the parts of the frames, a set of bars, the weight and strength of which
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tance vary gradually from the fuselage to the ends of the wings. This variation can be obtained by reducing the thickness of the metal of the profiles used for the different members, while keeping the marl shapes and the same external dimensions. In this way, excessive weight is avoided and the wing's lift power is increased.
If it is assumed that the structure of the wing is continuous above the fuselage, a device is provided to fix the carcass of the wing directly on the carcass of the fuselage. For this purpose, each main frame can be provided with 'one or more pairs of gussets 84 suitably attached to the frame and intended to be attached, on the other hand, to one of the parts of the fuselage carcass. In order to facilitate assembly, transport and storage, it is preferable that the wing and its members are formed of sections easily and quickly disassembled and assembled.
The means for fixing the different parts of a member in several sections are shown in Figures 21 to 23 and are made as follows: a bush 84 in sheet metal and having an outer profile corresponding to the configuration and dimensions interior of the chord spar. is inserted into the adjacent ends of the spar sections corresponding to the chord sections to be joined. One of these sections is also provided with a yoke 85 attached externally to it and intended to receive the end of the other section.
An opening 86 (Fig. 23) for receiving a dowel or other connecting member passes through the yoke, the member and the socket. The two spar sections can thus be joined together by placing them in line
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ment from each other (the socket 84 being in place) and inserting the ankle; to separate the two sections. it suffices to remove the pin and release the sleeve by a longitudinal traction. To increase the resistance one of the chord sections can be provided in the vicinity of the assembly, with an additional vertical post 79.
The lining of the wing can be made of any light and rigid material fixed to the carcass of the wing so as to partially contribute to the resistance to the tensile and compressive forces, instead of simply serving as a bearing surface, transferring all compressive forces on the carcass. Corrugated duralumin, riveted to the casing, with the corrugations extending front to back, is an excellent material for the coating. Thanks to this construction, the wing constitutes a sort of a flat, rigid tube internally braced, which by its rigidity resists tension and compression forces as well as the torque resulting from the displacement of the center of pressure.
The corrugated coating therefore not only constitutes a bearing surface but at the same time forms a certain number of reinforcing ribs absorbing tension and compression forces, and a member resistant to torsional torques. As much as possible, the corrugated sheets should be continuous along the leading edge of the wing. Towards the relatively thin lateral ends of the wing, however, the angle of the leading edge of the wing may be too sharp to allow the corrugated sheet to be recpurbed without detrimental distortion.
In this case, the top cover sheet 87 (Fig. 10). is connected to the lower sheet 88 by a curved strip 89 which can be riveted at the same time
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on the upper and lower leaves. Along the trailing edge of the wing;
the corrugations of the upper and lower sheets are superimposed and are fixed to each other by any suitable means, such as for example rivets 90, crossing the sides of the corrugations, as shown in FIGS. 8 and 9, In this way the upper and lower sheets are juxtaposed, the upper part and the bottom of the corrugations of the various upper and lower sheets however overlapping each other. the / joint between the skin of adjacent sections of the wing can be covered and reinforced by means of a strip 91 (fig. 16, 18) of any suitable material and surrounding the wing.
This strip may be provided with a hinge 92, preferably arranged in the vicinity of the trailing edge, and. on the opposite face of the wing, a device for fixing the two ends of the band and comprising, for example, two threaded screws with opposite pitches 93 and 94, connected to the ends of the strut and cooperating with a tensioner 95,
The engine mount and fuselage carcass, as well as the ailerons and tail empennages can, like the wing carcass, be constructed from rolled light metal profiled bars, such as duralumin, and coated with duralumin corrugated in the longitudinal direction, the coating being fixed to the carcass in a way to contribute to its strength.
The engine support frame with the engine housing are preferably made to form a quton mone block on the fuselage, which facilitates the change of the engine. * Such an embodiment of the engine support is shown. in fig. 11, la and 28. Lugs 96, having openings 100, protrude
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in front of the carcass of the fuselage and enter appropriate housings 97 of the block supporting the engine.
By inserting a bolt or dowel through each pair of holes 100 and 101 aligned with each other. the motor is fixed in place and it can be dismantled simply by removing these bolts or dowels. The rear of the engine compartment is closed by a wall or plate 103, carrying the panel 104 for the engine control instruments which enter an opening 105 of the front bulkhead 106 of the pilot compartment.
The engine support can be formed by two horizontal beams 107 supporting the engine and having a "U" section or any other suitable shape.
Each beam is connected near its anterior end on the one hand to a compression bar 108 having a downward direction towards the rear and outwards, and on the other hand, either directly or by means of an intermediary. of this compression bar, to a traction bar 109, the direction of which is inclined upwards towards the rear and towards the outside. The compression and tension bars, on either side of the frame, are interconnected by means of an upright 110.
The end. rear of each engine support beam is itself supported by a group of two diagonal bars 111 and 112 extending forward and connected to compression bar 108 and tension bar 109, at the ends of the upright 110;
each beam is further supported by a group of two diagonal bars 113 and 114 extending towards the quarry, and connected respectively to the ends of the bar! 08 and of the bar 108, in the vicinity of the points where these Il
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bars are attached to the fuselage, as it is written here **
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top The raddator 1070 is preferably supported by a frame 1071, suitably fixed to the engine frame. The engine unit, i.e. the unit providing the motive power, therefore constitutes a complete unit and, therefore, it will be connected to the fuel tank or fuel tanks, which will be described below, it will be ready for operation.
The pilot may advantageously be housed in the front part of the fuselage, under the leading edge of
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The front end, as shown in Figure 13, above the bulkhead 106 being closed by a paneled windshield 115, extending downward.
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up and towards the career to the leading edge of the wing.
The instruments indicating the evolution of the aircraft will preferably be placed on the partition 106 in the vicinity of the instruments relating to the engine, carried by the panel 104, and which, as has already been pointed out, enter an opening in the wall 106. . Windows or portholes 116 allow the pilot to look to the sides of the airplane.
The configuration of the engine mount cowling may be such that the air streams are curved upward, as shown schematically in Figure 13, so that the wind pressure on the windshield is greatly reduced or eliminated,
The carcass of the fuselage can be made by means of
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irons in tutu "angle iron, or any other rolled profile, A particularly suitable section consists of a" U "shape having lateral edges intended to receive rivets or other members allowing the coating to be rigidly fixed to the carcass .
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In figure 28t it is assumed that the lower side member 11? #
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is constituted by an angle iron, while the upper spar 118 and several trellis bars and frames have the "U" section with rim described above. The sides and the bottom of the fuselage may be substantially flat in the transverse direction. The anterior part of the top of the fuselage is also transversely flat, while in the longitudinal direction it conforms to the shape of the underside of the wing carcass. Towards the rear of the tail, the upper part of the fuselage curves deeply.
The wing / trailing edge assembles to the fuselage substantially at the top of the planar faces thereof, and the main ribs 70 and 71 of the wing rest on the spars 117, as shown in FIG. 28
In front of the main chord 70, the side members They are divided into two groups, a branch 1180 extending upwards to constitute the support of the anterior main chord 69, and the lower branch 1181 being connected, by means of '' a very strong bar 1182, at part 99 used to attach the engine support
The gussets 83 serving to attach the wing are fixed to the carcass of the fuselage substantially at the level of the uprights 119 which connect the upper and lower spars.
A solid and sturdy attachment is thus produced, both for the junction of the engine support and for the junction of the aidl with the fuselage, and the parts of the fuselage carcass on which the engine is attached and the wing are connected to the other parts of the carcass so as to ensure great strength and rigidity.
The front part of the fuselage is intended to carry the weight of the cargo or passengers, and also to support the engine and the wing,
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and consequently,. its carcass comprises a sufficient number of elements strong enough to constitute a very strong structure, independently of the metallic coating;
on the contrary, towards the tail, the carcass is lighter, as shown in FIG. 29. the coating contributing to the strength of the assembly. The upper spars 118 may terminate some distance back from the wing chords, the uprights 120 to which they are attached being connected to the lower spars by means of tensile-resistant truss bars 121. if we . A simple longitudinal bar 122 can be used to make the upper part of the transverse hoops of the carcass rigid. It has been assumed that this bar, as well as the arches 123, have a "U" section, while the uprights on which these arches are fixed have been assumed to consist simply of angles 124 (fig. 31, 33).
The transverse bracing of the fuselage may consist of horizontal bars 1241 and transverse bars 1242, extending from the middle of each bar 1241 to opposite angles of the fuselage. It will be noted that the upper part, or back, of the fuselage is substantially parallel to the motor shaft, while the bottom, towards the rear of the compartment which receives the cargo or the passengers, is tilted upwards. and the elevator are therefore located notably above the air streams disturbed by the propeller and by the wing, as explained above. This construction also makes it possible to use a lower height landing gear.
The fuselage decreases in width as well as in height towards the tail, and ends with a rudder 125, a tail 126 and an elevator 127. The horizontal plane of the tail is
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constituted here by an adjustable device, which we will call a 'horizontal stabilizer * 128, which functions as follows: A suitably curved and relatively fixed surface in front of the elevator rudder is required for allow the correct functioning of the latter. The angle of incidence is an important factor in determining its effectiveness, which was considerably reduced, for even relatively small changes in the angle of incidence.
Obviously, as the angle of attack changes, the angle of incidence of the surface forward of the elevator must also vary. In addition, when the load carried by the airplane moves, as in the case of passengers walking inside the compartment, the relation which exists between the center of gravity and the center of pressure is modified and this change can be compensated very simply by changing the angle of incidence of the horizontal stabilizer.
The present invention provides for the use of an adjustable horizontal stabilizer, and of a device controlled by the pilot to adjust this stabilizer when the need arises. For this purpose, the horizontal stabilizer 128 is provided, near its center, with a pivot 129 by which it can oscillate relative to a frame 130, mounted at the rear end of the fuselage.
The anterior rudder edge 127 can. for example, comprising a bar with a semi-circular section 131, surrounding a "U" beam 132, so as to constitute a rigid support for one or more angles 133. The trailing edge of the depth stabilizer can be reinforced by suitably, the construction shown in the drawing comprising a "U" bar 134 of great width and arranged vertically
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and to which are fixed bars 133 and 136, of smaller dimension and arranged horizontally at the upper part 'and at the lower part.
On the bars 135 and 136 is fixed a second bar 137 of great width serving for the attachment of angles 138 per- ores each with a hole 139 intended to receive an axis or pivot passing through the corresponding holes of the angles 133 of the elevator. . The latter may include the ordinary control lever 140, used to attach the control cables.
The device intended to vary the angle of incidence of the horizontal stabilizer can be constructed as follows, and as shown in the drawing: a slide, which may be composed of vertical bars 141, is guided in a slide formed of "U" beams 142, the bars / 141 being braced by means of horizontal and diagonal bars 143 and 144, the slide thus formed being articulated on the stabilizer. The connection may be formed by ears 144, integral with the stabilizer and by a pin 145 passing through openings in the ears 145 and the bars 142. A screw 146 is fixed to the lower part of the slide by any suitable means, such as for example rivets. 147, went through the screw and plates 148, fixed to the slide.
Via 146 passes through an internally threaded bush 149, held so as not to be able to move axially by means of jaws 150, projecting on a support 151, fixed to the carcass of the fuselage, the jaw resting on it. on the upper 152 and lower shoulders.
153 of the socket. These two shoulders 152 and 153 also serve to guide a cable which winds on the sleeve between these two shoulders., And which extends
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forward, where it is connected to a control device, appropriate placed in the driver's compartment. By activating this control device, the portion of the horizontal stabilizer to which the slide is attached can be raised or lowered at will, and the horizontal stabilizer maintained at all times at the correct angle of incidence.
Improved means are provided for attaching the landing leg which can be constructed as follows: The leg 155, which is integral with, or is rigidly connected to, a lever 156 extending upwards, linked by a link elastic 157 to the fuselage 130, and pivots between lugs 158 of a member which can rotate horizontally and protrudes below the fuselage, this member being able to rotate in a vertical frame inside the fuselage. This frame can be composed of diagonal bars 160, 161, and a central upright 162, connected to each other and to the carcass of the fuselage in an appropriate manner. A stop 163 can be arranged so as to limit the movements of the crutch under the effect of the elastic member 157.
The part of the fuselage which carries the load, cargo or passengers, is generally located below the wing and can be divided into an appropriate number of compartments, each furnished for the purpose for which it is intended; for example, there is shown an airplane arranged internally for the transport of passengers.
The main passenger portion 164 contains two piers of upholstered seats, and a toilet and sink compartment 166, with appropriate partitions to isolate the passengers from the pilot's cabin. The seats, like all other parts of the aircraft, are constructed primarily from duralumin and can be
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be provided so as to be quickly and easily converted into berths. A particular type of armchair or seat of this type has been shown in Figures 53 to 55.
The seat includes a backrest 167, an actual seat 168 and a bottom panel 169. Plates 170 are used to support all of these different parts.
The lower panel 169 and the seat 168 both pivot about an axis 172, mounted on a support 171 located forward and lower than the plates 170. The back 167 has a pvot 173 crossing a groove 174: in the sides of the seat 168. An arm 175 is rigidly attached to the backrest and includes a curved portion 176 extending laterally and slidable in a groove 177 formed in the support 171. Appropriate means are provided to hold the curved portion 176 in the guide groove and the groove may be covered with a plate 178.
On the curved part 176, in the vicinity of the lower part of the support plate 171, and on a support 179, projecting from the lower panel 169, a connecting rod 180 pivots. A groove 181 / can be made in the support plate 171 to allow the articulation of the connecting rod 180 to be accommodated on the support 179. It can be seen that, if one presses on the upper part of the backrest downwards and backwards, the lower panel and the backrest will move to come in the same alignment, as shown in figure 55, the 'curved part 176 moving along the groove 177, while the pivot 173 traverses the groove 174, to then return to its original position in paste.
The passenger compartment is lighted and ventilated by means of windows 182, which can be arranged at each of the seats, or at any other location.
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The windows may have a semicircular shape and consist of two panes 182 and 183 in the shape of a quadrant, one of which can be rotated in
184, so as to allow the window to be opened by rotating one of the panes around a pivot perpendicular to the plane of the window.
Access to the interior of the fuselage is closed by means of a door opening into the passenger compartment and which can be constructed as shown in Figures 48 and 49. A frame, formed by a bar 186 having the appropriate contour, is provided with a cross member 187. Below the cross member, the frame is covered inside and out by a sheet of corrugated metal, the space above the cross member being closed by a sheet of transparent material 188.
The pilot's compartment and / the passenger compartment can be closed and isolated from the other parts of the fuselage by means of doors such as those shown at 189, 190, 191, fig. 26. Figs. 44 and 45 show an exemplary embodiment of the door 190 which comprises a frame formed of a "U" bar 192, covered on each side with sheets of corrugated metal 193.
The lower part of the door has a pointed shape, so as to stick against the spacer bars of the fuselage. The frame of the door 189 shown in Figures 46 and 47 consists of a laminated Z section comprising a core 194 and two flanges 195 and 196, extending on either side of this core. This frame is also covered with sheets of corrugated metal 197.
It is preferable to provide means for muffling engine noise and sealing against exhaust gases, and for this purpose,
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double-skinned doors,
The control mechanism for the evolutions of the airplane in the pilot's compartment is shown in FIGS. 41 to 43; 'it is of the dual control type, two seats 198 and 199 (fig. 26) being provided for the two pilots. Each group of control members comprises a joystick 200 integral with a transverse shaft 201 , mounted in bearings 202 of the cabin.
The shaft 201 carries a lever 203, connected by a cable to the lower lever 140 of the elevator. A cable connected to the upper lever 140 is attached to a collar 209 of the broom handle.
Each steering wheel 205 is fixed on an axis 206 mounted in bearings of a yoke 207 fixed to the end of the broom handle, The axis 206 carries a chain wheel 208, on which passes a chain 209, to which the cables 210 of the aileron control are attached.
The cables 211 for the control of the rudder pass over a pulley 212 fixed to a transverse shaft 213 which carries groups of two levers extending in the opposite direction 214 and 215, and to which are attached rods 216 and 217, respectively connected to the right and left pedals 218 and 219. Ltarbre Slest mounted in brackets 220, attached to a part of cabin 211. The pedals 218 and 219 pivot on the cabin at 220 and are articulated on the rods 216 and 217 by means of "V" shaped sheet metal parts 221 (fig. 431. the ends of the rods forming yokes to receive the juxtaposed parts of the lower end of the top of the "V" piece.
The fuel tanks are preferably mounted inside the thick, hollow wings.
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Figures 51 and 52 show an embodiment of a tank support device. One or more fixing bands 227 pass under the tank
226 and above the upper / logneron of dux of the main chords, to which they are attached.
Other metal bands pass above the tank and around the lower side members of the main chords, to which they are attached. Felt bands can be inserted between the fixing bands and the tank, in order to achieve a rigid and to muffle noise. One of the band groups can be provided with a tensioning device 228. the filler opening 229 for the tank is placed near the wing skin so as to allow filling through a suitable opening of the latter,
There is shown in Figures 38 to 40 an elastic landing gear, damping shocks. Each of the wheels 240 can turn on a rocket 241.
At the inner end of the rocket 241 is mounted a collar 242 connected, by a pivoting joint 244, to a connecting rod 243 waiting upwards. The upper end of the connecting rod 243 is articulated on a shoe 245 intended to slide vertically inside a "U" guide iron 846, on the side of the fuselage. Near the top of the connecting rod 243 is also attached a cross bar 247, terminating in two relatively wide flat heads 248.
A similar bar 249 is attached to support plates 250 protruding from the fuselage some distance below the lower end of guide 246. A rope 251 of elastic material passes around the parallel rods 247 and 249, and constitutes a shock absorber between the train
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landing gear and fuselage.
A push rod 252 extends diagonally from the wheel upwards and is articulated in Z53 on a block 254 held between springs 255, on a rod 256, mounted in a support 257, fixed to a transverse part 258 of the carcass of the fuselage The unit 254 is articulated on the thrust rod 252 of each of the wheels, arranged on either side of the fuselage.
A second push rod 259 extends rearward, upward and inward from the wheel spindle, and is attached by means of a joint 260 at a point near the center of the fuselage. lower push rods 252 and 259 enter clamps 261, combined with the spindle of wheel 241, as shown in figure 40.
The parts 243, 252 and 259 can advantageously be formed by tubes with a circular section,
In the foregoing description, the word "thick" wing has been used, but this expression should not be confused with the analogous expression, used before the present invention. Until indeed, the wings used had a certain thickness at birth. of the wing, about 1 / 12th of the chord of the wing, but in no case was the thickness of the wing section sufficient to accommodate a strong carcass that could withstand the load, without having to provide guy wire or other external reinforcement member.
The wing according to the present invention is therefore distinguished from: previous types in that, over its entire length, it has a sufficient thickness to accommodate between the lower surface and the upper surface the necessary organs, to give it
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its own rigidity and enable it to withstand shocks or forces to which it may be subjected during flight;
by way of example, we can say that, with the materials available at present, a wing of this kind must have a thickness at the birth equal to at least a quarter of the chord of the wing at oe point ,
Of course, it should be noted that in the wing construction described above, in which the covering consists of a sheet of rigid material having substantially the same coefficient of expansion as the material constituting the internal carcass, and in which this covering is connected to the inner carcass in a relatively rigid manner, this covering does not cause any parasitic stress or deformation the size or direction of which could not be foreseen and as happens for the usual covers in stretched fabrics and waterproofed.
Although a particular embodiment of the invention has been described and shown in detail, it is understood that the foregoing drawing and description serve only to indicate a typical construction of the invention, which could be translated by significantly different shapes.
The claims which follow are to be interpreted in the broadest terms, so as to cover all possible embodiments of the invention.
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