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PERFECTIONNEMENTS AUX DISPOSITIFS; AERODYNAMIQUES ET HYDRODYNAMIQUES..
A AILES CARENEES.
La présente invention est relative à des dispositifs aérodyna- miques et hydrodynamiques à ailes carénées, ainsi qu'à des avions et à des
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bâtiments navigant dans leau. =.,4, - 2¯- " " il. 1 ;'*'''' ¯
L'un des buts de la présente invention est de parvenir à des dispositifs fournissant aux avions la poussée sustentatrice et qui soient efficaces aux hautes altitudes et aux vitesses élevées et néanmoins capa- bles d'assurer la sustentation d'un avion à des vitesses devancement fai- bles allant jusqu'à zéro. 'On autre but de la présente invention. est de par- venir à des avions d'une envergure exeptionnellement réduite et qui, en conséquence, soient bien adaptés à l'emploi sur des porte-avions.
Dans son application à des bâtiments navigant dans l'eau,. la présente invention fournit des mqyeps à l'aide desquels de tels bâtiments peuvent être propul- sés à grande vitesse et avec une très faible résistance de l'eau.
Selon la présente invention, un dispositif aérodynamique ou hy- drodynamique à ailes carénées comprend une tuyère agencée de manière à re- cevoir de l'air ou de l'eau de l'espace environnant,'dans la direction du mouvement de la tuyère à travers l'air ou l'eau, et des moyens pour charger d'énergie thermique l'air ou l'eau reçus de cette façon, l'agencement étant tel que la quantité de mouvement de l'air ou del'eau augmente progressi- vement le-'.long de l'arc d'une partie incurvée vers le bas de la tuyère à travers laquelle cet air ou cette eau est restitué à l'espace.environnant sans rencontrer d'obstacle,
de telle sorte que la réaction due à la quanti- té de mouvement croissante- de l'air ou de l'eau ait une composante sensible de poussée ainsi qu'une composante propulsive.
Dans son application à un avion, le dispositif aérodynamique recueille de l'air dans la direction de la ligne de vol, il le comprime, le chauffe et l'accélère en direction de' 1',extrémité d'expulsion de la tuyère de poussée. La compression peut être-assurée par un compresseur
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mû mécaniquement, qui délivre l'air à une ou plusieurs chambres de combus- tion dans lesquelles il est chauffé avant de passer à travers la tuyère incurvée vers le bas. Le compresseur est entraîne avec avantage par une turbine à gaz amimentée à partir du compresseur à travers une ou plusieurs chambres de combustion. Selon une variante, l'air peut être comprimé dans une partie avant ddivergente de la tuyère, qui conduit à la partie de cette tuyère qui est incurvée vers le bas.
L'air est chauffé essentiellement à la jonction entre les deux parties de la tuyère, et la partie arrière peut être convergente.
On peut utiliser un système injecteur pour induire de l'air à travers la tuyère de poussée, et là où les surfaces extérieures de la tuyè- re ont une forme telle qu'elles constituent des surfaces aérodynamiques de forme correcte, la couche limite de-la surface d'extrados peut être induite dans la tuyère à travers des ouvertures.
Lorsquell'invention est appliquée à un bâtiement hydrodynamique, l'eau est entraînée à travers la tuyère incurvée à l'aide d'un jet de-va- peur, la vapeur étant condensée dans la tuyère et la quantité de mouvement de la vapeur condensée étant transmise à l'eau.
Pour bien faire comprendre la présente invention et en permettre une facile réalisation,quelques constructions conformesà cette invention vont être décrites ci-après à titre d'exemplès et en regard des dessins joints dans lesquels :
La fig. 1 est une vue en plan d'un avion vu en partie en coupe,
La fig. 2 est une vue en élévation de face de l'avion représen- té dans la fig. 1,
La fig. 3 est une vue en élévation latérale et en coupe de l'a- vion représenté'dans les fig. 1 et 2, la coupe étant faite le long de la ligne III-III délia fig. 1, et une partie de l'entoilage du fuselage étant arrachée.
La fig. 4 est une vue en plan d'un second avion,
La fig. 5 est une vue en élévation de face de l'avion représen- té dans la fig. 4.
La fig. 6 est une coupe le long de la ligne IV-IV de la fig. 4,
Les fig. 7 et 8 sont des coupes représentant des détails et fai- tes respectivement le long des lignes VII-VII et VIII-VIII de la fig. 4,
La fig. 9 est-une vue en plan d'une partie d'une autre forme de réalisation d'un avion.
La fig. 10 est une coupe le long de la ligne X-X de la figo 9.
Les fig. 11 et 12 sont des coupes montrant respectivement deux formes modifiées de la disposition représentée dans la fig. 10.
La fig. 13 est une vue en élévation latérale de l'agencement de l'aile d'une autre forme de réalisation d'un avion.
La fig. 14 est une vue en plan d'une forme de réalisation encore différente d'un avion.
Les fig. 15, 16 et 17 sont des coupes en travers faites respec- tivement le long des lignes XV-XV, XVI-XVI et XVII-XVII de la fig. 14,
La fig. 18 est une vue en plan d'un bâtiment maritime.
La fig. 19 est une coupe le long de la ligne XIX-XIX de la figo 18.
La fig. 20 est une coupe verticale d'une forme de réalisation d'un conduit qui peut être utilisé dans la mise en oeuvre de la présente invention.
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La fig.@21 est une coupe le long de 1a' ligne,XXI-XXI de la fige 20. ' . . '--' - - -T-- , La fig. 22 est une coupe qui représente une¯m:odif3cation de la disposition représentée dans la fig. 21. @
La figa 23 est une vue en perspective d'une cellule d'aile qui peut être utilisée dans la réalisation de la'présente invention. -
La figa 24 est une vue en plan d'une modification.encore diffé- rente de la présente invention. '
La fig. 25 est une coupe ' le long ' de la ligne XXV-XXV de la figo 240
La fig. 26 est une vue en élévation de face de la forme modifiée représentée dans les figo 24 et 250
L'avion représenté dans les fig.
1 à 3 comprend un fuselage 1 qui contient un système à turbine à gaz comprenant un compresseur axial 2 qui reçoit de l'air à travers un conduit 3, -qui le comprime et qui le dé- livre à un groupe annulaire de chambres de combustion-dans lequel l'air est chauffé par des brûleurs à combustible liquide.- Ceci est en conformité avec la pratique courante, mais seules les chambres de combustion 4 du sommet et de la base délivrent le gaz chaud à une turbine 5 qui entraîne le compresseur 2 par l'intermédiaire d'un arbre 6. Les chambres de combus- tion latérales 7 alimentent deux tuyères de poussée 8 montées respective- ment sur des côtés opposés du fuselage 1. De chaque côté,.les chambres de combustion 7 débitent dans un conduit commun 9 ayant un axe horizontal 10,mais recourbé vers l'arrière comme le montre la fige 1.
La partie ar- rière du conduit 9 constitue une partie convergente 11 de la tuyère de poussée 8. La majeure partie 12 de la tuyère''de poussée 8 est divergente, et celle-ci est incurvée vers le bas comme le montre la fig. 3 de telle sorte que le gaz subisse l'application d'une composante de son mouvement dirigée vers le bas. Cette courbe dirigée vers le bas est telle que le plan médian de la partie divergente 12 passe progressivement d'une orien- tation dans laquelle une tangente à ce plan est horizontale à une partie ou cette tangente est inclinée sous un angle qui correspond à l'angle sous lequel les filets d'air descendants s'échappent d'une aile d'avion ordinai- re.
L'envergure de la tuyère de poussée est plus grande que l'épaisseur ou profondeur maximum du conduit convergent-divergent qui passe à travers elle, de manière à infléchir efficacement tout le gaz vers le basa
Le cycle thermodynamique théorique des tuyères de poussée est par conséquent le suivant : le gaz est comprimé adiabatiquement dans le compresseur 2, il est chauffé à pression constante dans les chambres de combustion 7 et détendu adiabatiquement dans les tuyères de poussée 8.
Au cours de cette détente, l'énergie de pression du gaz est convertie en énergie cinétique, et la réaction due à l'accroissement de vitesse du gaz, et par conséquent la quantité de mouvement du gaz a une composante hori- zontale qui entraîne l'avion'en direction de l'avant et une composante ver- ticale, due à la courbe,. dirigée vers le bas, de la tuyère, qui fournit la poussée.
Les chambres de combustion 4 du haut et du bas peuvent débiter dans la turbine 5 à travers des tuyères placées, suivant une pratique ha- bituelle dans la construction des turbo-réacteurs, de manière à fournir une certaine poussée supplémentaire. Le débit qui sort de la turbine 5 passe à travers un passage 13 qui conduit à la base du fuselage 1.
Les extrémités extérieures des tuyères 8 de poussée sont fer- mées par des panneaux latéraux 14 qui séparent les tuyères 8 d'avec les coffres 15 dans lesquels on fait rentrer les roues latérales 16. La roue avant 17 se loge, dans la position d'escamotage, en-dessous du com- presseur, comme le montre la fig. 30
Il est prévu des gouvernails de profondeur 18 et de direction 19 de type normal. Des ailerons 20 sont montée en porte-à-faux à l'exté-
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rieur des coffres à roues 15 et sont actionnés par des tiges 21 pouvant tourner suivant un mouvement différentiel autour de leurs axes.
Dans une forme modifiée de l'agencement représenté dans les fig. 1 à 3, on a supprimé les ailerons en porte-à-faux 20 et on prévoit des ailes de forme normale, munies d'ailerons sur le bord de fuite, et qui constituent des prolongements des tuyères de poussée 8 au-delà des coffres 15. Une telle disposition est avantageuse parce qu'elle améliore les qualités de planeur pour le cas où le groupe de la turbine à gaz tomberait en panne.
Quand on n'utilise pas de telles ailes en prolongement et lorsque les tuyè- res de poussée sont trop petites pour conférer des qualités convenables de planeur, on peut utiliser en cas d'urgence des fusées à combustible so- lide montées à l'extérieur des tuyères.
La question de savoir si la partie 12 d'une tuyère de'poussée doit être divergente, comme cela est représenté 'dans la fig. 3, ou réguliè- re ou convergente dépend de la différence de pression du gaz chaud qui sort des chambres de combustion et de la pression à laquelle on détend le gaz .
Si on n'atteint pas la vitesse critique, c'est-à-dire la vitesse du son au delà de laquelle les perturbations ne peuvent pas être transmises vers l'arrière le long de la tuyère, il faut la forme convergente. Un exemple en est donné dans la disposition représentée dans les fig. 4 à 8. Dans cette dernière, on a également supprimé la turbine à gaz et on a utilisé à sa place le principe du conduit aérodynamique-thermodynamique. Il y a, en fait, deux conduits de ce genre, un de chaque côté du fuselage 22, et on peut, dans ce cas, obtenir des couples de roulis et de virage éventuel- lement combinés, pour tourner ou virer, par une commande différentielle des brûleurs situés sur des côtés opposés. De petits ailerons, qui ne sont pas représentés, exécutés en carbone, peuvent être montés dans les courants gazeux qui sortent des tuyères de poussée.
On a conservé les gou- vernails usuels de profondeur et de direction.
Dans chaque tuyère, l'air est reçu à travers une partie diver- gente 23 de section transversale circulaire et en alignement avec la ligne de vol. Dans cette partie, la vitesse de l'air est abaissée et l'air par conséquent comprimé; à cause de la divergente-. On fait ensuite chauffer l'air à l'aide d'un.brûleur 24 qui fait face vers l'arrière. L'air passe ensuite dans une queue de poisson qui va en s'évasant latéralement, c'est- à-dire dans le sens de l'envergure et qui est convergente malgré une aug- mentation considérable de sa largeur. La queue de poisson est incurvée vers le bas, comme 'le montrent les fig. 6 à 8, de telle sorte que dans chaque section le long de son envergure sa ligne médiane (L dans la fige 7) s'incurve vers le bas en partant d'une tangente, à son extrémité avant., qui est parallèle à la ligne de vol.
Les parties latérales de la queue de poisson sont alimentées par des conduits 25 allant en diminuant de sec- tion et qui sont incurvés vers l'arrière, comme cela est indiqué par les lignes en traits interrompus de la fig. 4, qui indiquent les bords avant de ces conduits. Les bords de fuite 27 de la queue de poisson sont incur- vés de façon à réduire la différence de longueur du chemin du gaz qui passe directement à l'arrière le long de la flèche A (fig. 4) par rapport au chemin suivi par le gaz qui s'écoule par exemple le long de la flèche B.
Les entrées circulaires 23 permettent aux brûleurs d'être dis- posés de façon ramassée, mais une configuration plus simple pour la tuyère de poussée est représentée dans les fig. 9 et 10. Dans ce cas, la tuyère divergente-convergente 28 est uniforme le long de l'envergure et le brûleur 29 s'étend dans le sens de l'envergure de façon à chauffer l'air après qu'il a été comprimé dans la partie divergente. Ainsi que le montre le dessin, le brûleur 29 consiste en un tube aplati présentant une fente ou une série de trous le long de son bord arrière. Le brûleur est alimenté en des points qui sont répartis sur sa longueur par des conduits verticaux 30 alimentés sous pression respectivement par des conduits individuels 31 cachés dans la paroi du bas du conduit.
Dans cette disposition, on obtient une poussée également par le flux d'air qui passe par dessus les surfaces extérieures
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de la tuyère de poussée qui correspondent aux surfaces'. supérieure et infé- rieure d'une aile aérodynamique -ordinaire. @
Dans la modification de la figo 11, un brûleur analogue .est mon- té dans une'tuyère divergente-convergente 32 à corde courte qui débite le gaz chauffe à une vitesse accrue dans l'extrémité avant d'une autre tuyère convergente 33 qui est incurvée vers' le, 'bas. pour fournir,la -poussée néces- saire.
La. disposition en- plan est la même que dans le cas de la fig. 9, sauf en ce qui concerne les deux fentes 34 disposées dans le sens de l'en- vergure et à travers lesquelles de l'air' additionnel est induit dans la' tuyère 33 par l'effet d'injecteur du gaz qui sort de la tuyère 32-. Cette disposition est avantageuse aux faibles vitesses auxquelles la quantité d'air qui entre dans 1,'ouverture avant de la tuyère 32 se trouve diminuée,' la masse d'air étant augmentée par le passage à travers les fentes-34.
L'entrée d'air supplémentaire à travers la fente. supérieure 34 a pour effet de retarder la séparation de la couche limite et de prolonger l'écou- lement laminaire par dessus la surface supérieure de la tuyère de poussée, ce qui améliore ses caractéristiques aérodynamiques extérieures. Ce sys- tème d'aspiration dans la couche limite extérieure est représenté sous une forme développée dans la fig. 12 où l'aspiration est limitée à la surface supérieure mais se fait à travers une série,.de fentes parallèles 35 ména- gées dans cette surface.
La fig, 13 représente une cellule de biplan de forme ordinaire sauf que l'intervalle est.fortement réduit. On voit que cela conduit à la formation d'une tuyère convergente-divergente. On utilise un brûleur allongé 36' semblable à ceux utilisés en combinaison avec les constructions selon les fig. 9 à 12, de telle sorte que les gaz qui sortent de la partie convergente 37 de la tuyère sont chauffés et accélérés dans.la partie di- vergente 38 de la tuyère.
Comme dans un biplan ordinaire, la surface d'in- trados 39 de l'aile supérieure et la surface -d'extrados 40 de l'aile infé- rieure devient les gaz vers le bas, de telle sorte que l'accélération du gaz produit une poussée ascensionnelle aussi bien qu'une poussée dans le sens de'la ligne de vola -La surface d'extrados 41 de l'aile supérieure et la surface d'intrados 42 de l'aile inférieure fonctionnent comme dans des appareils aériens carénés ordinaires. Pour laisser à l'air intérieur des appareils aériens carénés ordinaires. Pour laisser l'air intérieur le temps d'être chauffé avant d'atteindre la partie divergente 38, on peut monter le brûleur dans la position 36a représentée en traits interrompus.
Dans chacune-des constructions représentées'dans les figo 4 à 13, le brûleur a un effet d'injecteur aux faibles vitesses et-il se produit en fait un effet de poussée ascensionnelle quand la vitesse de l'avion est nulle. L'accélération de l'air en direction de l'arrière aura toutefois pour tendence de pousser l'avion vers l'avant et-on peut agir en sens con- traire de cette action par exemple-par des freins sur lair ou en attachant l'avion au sol. A titre d'autre variante, des volets peuvent constituer les parties arrière de la tuyère, des volets de ce genre étant représentés dans la fig. 13 comme faisant partie des ailes et étant disposés de façon à être tournés vers le bas jusque dans les positions 43 et 44 représentées en traits'interrompus.
Dans ces positions, le volet, supérieur 43 intercep- te les gaz-accélérés-de manière à agir comme un organe d'impulsion qui tend à être entraîné vers l'arrière en direction horizontale. Les deux volets constituent également une tuyère, s'étendant vers le bas et à' travers laquel- le les gaz accélérés sont dirigés vers le bas sous'un angle fortement aug- menté et calculé de façon à compenser la perte d'énergie due au brasque changement. 'de direction du gaz lors de son- entrée dans la zone des volets.
Si on considère maintenant l'avion représenté dans les fig. 14 à 17, il existe dans ce dernier .deux compresseurs d'air 45 horizontaux du type axial qui sont entraînés par l'intermédiaire du train d'engrenages 46, d'arbres 47 et d'engrenages 48 par un moteur à combustion 'interne 49 à mouvementcalternatif. Chaque compresseur 45 délivre l'air comprimé dans une chambre de combustion annulaire 50. Toutefois, chacune de ces chambres 50 est simplement circulaire à son extrémité.avant et s'aplatit en s'élar-
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gissant graduellement vers son extrémité arrière.
On peut remarquer dans la fig. 14 que l'élargissement latéral de chaque chambre de combustion se fait suivant une direction qui s'écarte du fuselage et qui va vers les extrémités des tuyères de poussée, le noyau ou les parois intérieures de la chambre de combustion portant dans les fig. 14 et 16 le numéro de ré- férence 51. Au delà du noyau 51, les parois supérieure et inférieure de chaque chambre se fondent l'une dans l'autre et présentent un prolongement latéral 52 qui se trouve à l'avant de la section minimum 53 de la tuyère, cette tuyère étant divergente, à l'arrière de la section minimum 53, et incurvée vers le bas comme dans l'avion selon les fig. 1 à 3.
Dans le bâtiment maritime des fig. 18 et 19, la coque 54 est maintenue au-dessus de la surface W de l'eau par trois montants 55 disposés sur des tuyères convergentes 56 de soulèvement, ouvertes à l'avant et à l'arrière. Le plan médian horizontal de chaque tuyère 56 est incurvé vers le bas à partir d'un point où il est tangent à une horizontale à l'avant et jusqu'à un point où il est tangent à une direction inclinée à l'arrière.
Dans l'ouverture avant de chaque tuyère fait saillie une tuyère à vapeur 57 qui est convergente et quiest alimentée à partir d'une chaudière 58.
La vapeur se condense à la sortie de chaque tuyère à vapeur 57 et la quan- tité de mouvement du jet qui se condense est communiquée à l'eau qui, en conséquence, s'écoule à travers la tuyère convergente 56 de soulèvement à une grande vitesse. La réduction due à l'augmentation de la quantité de mouvement de l'eau entraîne le bâtiment dans le sens avant et en même temps, du fait de la composante dirigée vers le bas de cette augmentation, dans la tuyère convergente, elle produit le soulèvement nécessaire pour empêcher le bâtiment de d'abaisser.
Dans les différentes tuyères de poussée ou de soulèvement décri- tes jusqu'ici en référence aux dessins joints, la divergence et la conver- gence sont apparues en coupe verticale. Il est toutefois possible de làis- ser à la tuyère une épaisseur verticale uniforme, comme cela est représen- té dans la fig. 20, un débit ou écoulement convergent-divergent étant com- muniqué par des parois latérales 59 comme le montre la fig. 21, ou un écou- lement divergent-convergent étant communiqué par des parois latérales 60 comme le montre la fig. 22. Dans chaque cas, on maintient la distribution désirée de la pression dans l'étendue de l'envergure en divisant celle-ci en parties séparées par des cloisons verticales galbées 61 (fig. 21) ou 62 (fig. 22).
Dans une disposition encore différente, le conduit est ren- du variable comme cela est représenté dans la cellule de biplan de la fig.
23. Dans cette disposition, des paires de panneaux 63, 64 sont montées dans l'intervalle et les panneaux de chaque paire sont articulés ensemble le long d'une ligne verticale 65. Dans cette disposition, les panneaux peuvent être placés parallèlement à la ligne de vol et ensuite être tournés pendant le vol à l'aide de commandes appropriées, de manière à fournir par exemple la configuration divergente-convergente représentée. Une telle disposition est utilisée dans les cas où le brûleur, qui peut être du type représenté dans la fig. 13, est utilisé uniquement en cas d'urgence pendant le vol, comme par exemple à l'atterrissage ou au combat. Des moyens élec- triques sont utilisés pour l'allumage du brûleur lorsque c'est nécessaire.
Les bords supérieur et inférieur des panneaux 63, 64 sont profilés de façon à s'adapter étroitement aux surfaces d'extrados et d'intrados des ailes profilées lorsqu'on fait tourner les panneaux vers l'intérieur comme cela est représenté.
Il va de soi qu'un autre moyen de faire varier la convergence de la tuyère de poussée consiste à articuler tout ou partie de l'une de ses surfaces d'extrados ou d'intrados ou des deux. De cette façon, dans un avion comme celui qui est représenté dans les fig. 1 à 3, l'articulation ou les articulations peuvent être parallèles à la section minimum de la tuyère de poussée, de telle sorte que la divergence de la partie 12 puisse être réglée.
Dans les exemples précédents, on a représenté dés tuyères de
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poussée ayant une étendue sensible dans le sens de l'envergure. On peut, toutefois, obtenir des effets de poussée analogues'en'divisant la tuyère en sections placées dans le sens de la corde et en les montant les unes au-dessus des autres. Les sections sont semblables les unes aux autres -et, d'une épaisseur régulière de l'avant à l'arrière. Elles ont une forme divergente-convergente en une, vue en plan. Comme dans les exemples précé- dents, chaque tuyère est incurvée vers le bas en partant d'une position horizontale pour se terminer dans une position inclinée.
L'air qui entre dans chaque tuyère est chauffé par un brûleur 66.-
Quand on étudie une tuyère de poussée selon la présente invention, il est avantageux de faire des expériences, tout comme on fait des expé- riences au tunnel aérodynamique lorsqu'on met au point un avion ou élément d'avion correctement caréné. Toutefois, l'homme de l'art reconnaîtra les considérations de base d'une telle étude. C'est ainsi par exemple qu'on peut considérer un avion d'un'poids de 10.000 libres'anglaises.ayant des tuyères de poussée placées de façon à donner une déviation vers le bas de 5 d'arc par rapport à l'horizontale.
La poussée d'avancement effective due au changement de quantité de mouvement dans la'tuyère est alors de 10000. cosec. 5. g
Si W, exprimé en livres, est le poids d'une quantité.d'air accé- lérée par seconde de temps, que la vitesse de l'avion soit de 550 milles par heure et que le gaz soit accéléré jusqu'à atteindre une vitesse double de celle-ci :
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de sorte que W = 142 livres en poids environ.
En conséquence, le volume d'air qui passe dans la tuyère par seconde est de :
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Ce volume d'air est comprimé adiabatiquement selon la loi PV @ = constan- te et ensuite chauffé à pression constante préalablement à la détente adia- batique qui le ramène à la pression atmosphérique. L'aire du diagramme de la pression en fonction du volume est égale au travail effectué par se- conde, donc égale à 142 (550.88)2. Ainsi, en adoptant une hypothèse sim- @ @ g \ 88/60) ' plificatrice, admettons que le rapport des pression soit égale à 4 et l'ac- croissement de volume lors du chauffage à pression constante, à 450 pieds cubes.
La température après compression est donnée par l'expression
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de telle sorte qu'en admettant que la température initiale est de 288 K, la température après compression est égale à
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Le volume après compression est :
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Ce dernier doit être augmente pour être porté à 690 # 450 = 1140 pieds eu-
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bes par la combustion préalable à la détente.
Ainsi, la température doit augmenter pendant la combustion jusqu'à:
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Ce volume, c'est-à-dire 1140 pieds cubes, est ensuite détendu adiabatique- ment à =
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En conséquence, 1140 pieds cubes de gaz circulant à 550 milles à l'heure sont augmentés de façon à devenir 3069 pieds cubes de gaz circulant à 1100 milles par heure. En divisant le volume par la vitesse exprimée en pieds par seconde, on trouve que la section minimum de passage de la tuyère doit être d'environ 1,4 pieds carrés et la section de la sortie de la tuyère d'environ 1,9 pieds carrés.
Ainsi, à l'endroit de la section la plus fai- ble, la tuyère de poussée peut avoir une envergure de 4,2 pieds et 4 pou- ces d'épaisseur, cette épaisseur passant par augmentation à 5,5 pouces en- viron à la sortie. Lorsque la tuyère est divisée en deux parties situées de part et d'autre du fuselage, comme dan s les fig. 1 à 3, l'envergure de la tuyère est de 2,1 pieds de chaque côté.
Il va de soi que l'exemple numérique qui vient d'être donné est purement hypothétique et ne-porte que sur un cycle théorique et sans tenir compte des pertes qui se produisent.
Lorsqu'un avion selon la présente invention est muni d'ailes nor- males en plus d'une ou plusieurs tuyères de poussée du type ci-dessus dé- crit, les ailes sont exécutées de préférence avec une section aussi près que possible de la section symétrique et on utilise l'avion en vol norma- lement avec les ailes calées sous un angle d'attaque fournissant une poussée nulle et une traînéeminium. Dans le cas où on coupe la puissence, l'as- siette de l'avion est réglée de façon à transférer la poussée aux .ailes- pour assurer le vol en vol plané. Les ailes peuvent être disposées à la façon d'un monoplan parasol avec deux tuyères de poussée portées en même temps de part et d'autre du fuselage.
Dans une disposition modifiée., les ailes sont rendues téléscopiques de la manière indiquée par Makhonine.
Dans une forme modifiée de l'avion représenté dans les fig. 1 à 3, il a été utilisé des ailes de forme normale exécutées pour fournir la poussée et les tuyères ne sont pas incurvées vers le bas, mais simple- ment prévues pour la propulsion. On conçoit que, de cette façon, on réa- lise une propulsion plus efficace que si tous les gaz comprimés et chauf- fés passaient à travers la turbine, en raison de l'augmentation plus impor- tante de la quantité de mouvement qu'on peut obtenir en vertu de la chute de pression directe depuis la pression des chambres de combustion 7 jusqu'à la pression atmosphérique.
L'énergie fournie à la turbine doit simplement être celle qu'il faut pour entraîner cette turbine.
REVENDICATIONS.
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**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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IMPROVEMENTS TO DEVICES; AERODYNAMICS AND HYDRODYNAMICS.
WITH FAIRING WINGS.
The present invention relates to aerodynamic and hydrodynamic devices with streamlined wings, as well as to airplanes and to airplanes.
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buildings navigating in water. =., 4, - 2¯- "" il. 1; '*' '' '¯
One of the objects of the present invention is to achieve devices providing airplanes with lift thrust and which are effective at high altitudes and at high speeds and nevertheless capable of ensuring the lift of an airplane at forward speeds. low to zero. Another object of the present invention. is to achieve planes of exceptionally small wingspan and which, consequently, are well suited for use on aircraft carriers.
In its application to buildings navigating in water ,. the present invention provides mqyeps by which such vessels can be propelled at high speed and with very low water resistance.
According to the present invention, an aerodynamic or hydrodynamic device with ducted wings comprises a nozzle arranged to receive air or water from the surrounding space, in the direction of movement of the nozzle. through air or water, and means for charging thermal energy to the air or water received in this way, the arrangement being such that the amount of movement of the air or water gradually increases. - event along the arc of a downwardly curved portion of the nozzle through which this air or water is returned to the surrounding space without encountering any obstacle,
so that the reaction due to the increasing amount of movement of air or water has a substantial thrust component as well as a propulsive component.
In its application to an airplane, the aerodynamic device collects air in the direction of the flight line, it compresses it, heats it and accelerates it in the direction of '1', the expulsion end of the thrust nozzle . Compression can be provided by a compressor
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mechanically driven, which delivers the air to one or more combustion chambers where it is heated before passing through the downwardly curved nozzle. The compressor is advantageously driven by a gas turbine powered from the compressor through one or more combustion chambers. According to a variant, the air can be compressed in a divergent front part of the nozzle, which leads to the part of this nozzle which is curved downwards.
The air is heated essentially at the junction between the two parts of the nozzle, and the rear part can be converging.
An injector system can be used to induce air through the thrust nozzle, and where the outer surfaces of the nozzle are shaped such that they are properly shaped aerodynamic surfaces, the boundary layer of- the upper surface can be induced into the nozzle through openings.
When the invention is applied to a hydrodynamic structure, water is drawn through the curved nozzle by means of a steam jet, the steam being condensed in the nozzle and the momentum of the steam condensed. being transmitted to water.
In order to make the present invention fully understood and to enable it to be easily carried out, some constructions in accordance with this invention will be described below by way of example and with reference to the accompanying drawings in which:
Fig. 1 is a plan view of an airplane seen partly in section,
Fig. 2 is a front elevational view of the aircraft shown in FIG. 1,
Fig. 3 is a side elevational view in section of the aircraft shown in FIGS. 1 and 2, the section being made along the line III-III delia fig. 1, and part of the fuselage interlining being torn off.
Fig. 4 is a plan view of a second airplane,
Fig. 5 is a front elevational view of the aircraft shown in FIG. 4.
Fig. 6 is a section along the line IV-IV of FIG. 4,
Figs. 7 and 8 are sections showing details and taken respectively along lines VII-VII and VIII-VIII of FIG. 4,
Fig. 9 is a plan view of part of another embodiment of an airplane.
Fig. 10 is a section along the line X-X of fig 9.
Figs. 11 and 12 are sections showing respectively two modified forms of the arrangement shown in FIG. 10.
Fig. 13 is a side elevational view of the wing arrangement of another embodiment of an aircraft.
Fig. 14 is a plan view of a still different embodiment of an aircraft.
Figs. 15, 16 and 17 are cross sections made respectively along lines XV-XV, XVI-XVI and XVII-XVII of fig. 14,
Fig. 18 is a plan view of a maritime building.
Fig. 19 is a section along the line XIX-XIX of fig 18.
Fig. 20 is a vertical sectional view of one embodiment of a conduit which may be used in the practice of the present invention.
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Fig. @ 21 is a section along line XXI-XXI of Fig 20. '. . '-' - - -T--, Fig. 22 is a section which represents a m: odif3cation of the arrangement shown in FIG. 21. @
Figa 23 is a perspective view of a wing cell which may be used in carrying out the present invention. -
Figure 24 is a plan view of a still different modification of the present invention. '
Fig. 25 is a section 'along' the line XXV-XXV of fig 240
Fig. 26 is a front elevational view of the modified form shown in Figs 24 and 250
The airplane shown in Figs.
1 to 3 comprises a fuselage 1 which contains a gas turbine system comprising an axial compressor 2 which receives air through a duct 3, which compresses it and which delivers it to an annular group of combustion chambers -in which the air is heated by liquid fuel burners - This is in accordance with common practice, but only the combustion chambers 4 at the top and the base deliver the hot gas to a turbine 5 which drives the compressor 2 via a shaft 6. The lateral combustion chambers 7 supply two thrust nozzles 8 mounted respectively on opposite sides of the fuselage 1. On each side, the combustion chambers 7 flow into a common duct 9 having a horizontal axis 10, but curved backwards as shown in fig 1.
The rear part of the conduit 9 constitutes a converging part 11 of the thrust nozzle 8. The major part 12 of the thrust nozzle 8 is divergent, and this is curved downwards as shown in FIG. 3 so that the gas undergoes the application of a component of its movement directed downwards. This downwardly directed curve is such that the median plane of the divergent part 12 gradually changes from an orientation in which a tangent to this plane is horizontal to a part where this tangent is inclined at an angle which corresponds to the angle at which descending air streams escape from an ordinary airplane wing.
The span of the thrust nozzle is greater than the maximum thickness or depth of the converging-diverging duct which passes through it, so as to effectively bend all the gas down
The theoretical thermodynamic cycle of the thrust nozzles is therefore as follows: the gas is compressed adiabatically in the compressor 2, it is heated at constant pressure in the combustion chambers 7 and expanded adiabatically in the thrust nozzles 8.
During this expansion, the pressure energy of the gas is converted into kinetic energy, and the reaction due to the increased speed of the gas, and therefore the momentum of the gas has a horizontal component which causes l 'plane' in the direction of the front and a vertical component, due to the curve ,. directed downwards from the nozzle, which provides the thrust.
The upper and lower combustion chambers 4 may flow into the turbine 5 through placed nozzles, following customary practice in the construction of turbo-reactors, so as to provide some additional thrust. The flow which leaves the turbine 5 passes through a passage 13 which leads to the base of the fuselage 1.
The outer ends of the thrust nozzles 8 are closed by side panels 14 which separate the nozzles 8 from the boxes 15 in which the side wheels 16 are made to fit. The front wheel 17 is housed in the position of. retraction, below the compressor, as shown in fig. 30
Elevator 18 and rudder 19 of the normal type are provided. Ailerons 20 are cantilevered to the outside.
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laughing wheel boxes 15 and are actuated by rods 21 capable of rotating in a differential movement about their axes.
In a modified form of the arrangement shown in Figs. 1 to 3, the cantilever ailerons 20 have been omitted and normal shaped wings are provided, fitted with ailerons on the trailing edge, and which constitute extensions of the thrust nozzles 8 beyond the chests 15. Such an arrangement is advantageous because it improves the glider qualities in the event that the gas turbine unit breaks down.
When such wings are not used as an extension and when the thrust nozzles are too small to provide suitable glider qualities, solid fuel rockets mounted externally can be used in an emergency. nozzles.
Whether the part 12 of a thrust nozzle should be divergent, as shown in FIG. 3, or regular or convergent depends on the pressure difference of the hot gas which leaves the combustion chambers and on the pressure at which the gas is expanded.
If we do not reach the critical speed, that is to say the speed of sound beyond which the disturbances cannot be transmitted rearward along the nozzle, the convergent shape is necessary. An example is given in the arrangement shown in FIGS. 4 to 8. In the latter, the gas turbine has also been omitted and the principle of the aerodynamic-thermodynamic duct has been used in its place. There are, in fact, two conduits of this kind, one on each side of the fuselage 22, and it is possible, in this case, to obtain torques of roll and of possibly combined turn, for turning or turning, by a command. differential burners located on opposite sides. Small ailerons, which are not shown, made of carbon, can be fitted in the gas streams coming out of the thrust nozzles.
The usual elevator and rudder rudders were retained.
In each nozzle, air is received through a diverging portion 23 of circular cross section and in alignment with the flight line. In this part, the air speed is lowered and the air consequently compressed; because of the divergent-. The air is then heated using a burner 24 which faces rearward. The air then passes through a fishtail which flares out laterally, that is to say in the direction of the wingspan, and which converges despite a considerable increase in its width. The fishtail is curved downwards, as shown in Figs. 6 to 8, so that in each section along its wingspan its center line (L in fig 7) curves downward from a tangent, at its front end, which is parallel to the flight line.
The lateral portions of the fishtail are supplied by conduits 25 decreasing in cross-section and which are curved backwards, as indicated by the dashed lines in FIG. 4, which indicate the front edges of these ducts. The trailing edges 27 of the fishtail are curved so as to reduce the difference in length of the path of the gas which passes directly behind along the arrow A (fig. 4) from the path followed by the gas flowing for example along the arrow B.
The circular inlets 23 allow the burners to be arranged in a collected fashion, but a simpler configuration for the thrust nozzle is shown in figs. 9 and 10. In this case, the diverging-converging nozzle 28 is uniform along the span and the burner 29 extends in the direction of the span so as to heat the air after it has been compressed. in the divergent part. As shown in the drawing, burner 29 consists of a flattened tube having a slit or series of holes along its rear edge. The burner is supplied at points which are distributed over its length by vertical ducts 30 supplied under pressure respectively by individual ducts 31 hidden in the bottom wall of the duct.
In this arrangement, a thrust is also obtained by the air flow which passes over the outer surfaces.
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of the thrust nozzle which correspond to the surfaces'. upper and lower of a regular aerodynamic wing. @
In the modification of Fig. 11, a similar burner is mounted in a short-chord divergent-converging nozzle 32 which delivers the heated gas at increased speed into the forward end of another converging nozzle 33 which is curving towards 'the,' down. to provide the necessary thrust.
The arrangement in plan is the same as in the case of FIG. 9, except for the two slots 34 arranged in the span direction and through which additional air is induced into the nozzle 33 by the injector effect of the gas coming out of the nozzle. the nozzle 32-. This arrangement is advantageous at low speeds at which the quantity of air entering the front opening of the nozzle 32 is reduced, the mass of air being increased by passage through the slits 34.
The additional air inlet through the slit. The upper 34 has the effect of delaying the separation of the boundary layer and prolonging the laminar flow over the upper surface of the thrust nozzle, thereby improving its exterior aerodynamic characteristics. This suction system in the outer boundary layer is shown in a developed form in fig. 12 where the suction is limited to the upper surface but is through a series of parallel slots 35 formed in this surface.
Fig. 13 shows a biplane cell of ordinary shape except that the gap is greatly reduced. It can be seen that this leads to the formation of a convergent-divergent nozzle. An elongated 36 'burner similar to those used in combination with the constructions according to figs. 9 to 12, so that the gases which exit from the converging part 37 of the nozzle are heated and accelerated in the diverging part 38 of the nozzle.
As in an ordinary biplane, the upper wing intrados surface 39 and the lower wing extrados surface 40 become the throttle down, so that the acceleration of the gas produces an upward thrust as well as a thrust in the direction of the line of flight -The upper surface 41 of the upper wing and the lower surface 42 of the lower wing function as in faired aerial devices ordinary. For leaving ordinary streamlined aircraft to indoor air. To allow the interior air time to be heated before reaching the divergent part 38, the burner can be mounted in position 36a shown in phantom.
In each of the constructions shown in Figs 4 to 13, the burner has an injector effect at low speeds and there is in fact an upward thrust effect when the airplane speed is zero. However, the acceleration of the air in the direction of the rear will tend to push the airplane forward and-one can act against this action for example-by brakes on the air or by attaching the plane on the ground. As another variant, flaps may constitute the rear parts of the nozzle, flaps of this type being shown in FIG. 13 as part of the wings and being arranged so as to face downwards to positions 43 and 44 shown in dotted lines.
In these positions the upper flap 43 intercepts the accelerated gases so as to act as an impulse member which tends to be driven rearward in the horizontal direction. The two flaps also constitute a nozzle, extending downward and through which the accelerated gases are directed downward at a greatly increased angle and calculated so as to compensate for the loss of energy due to the exhaust. spillover change. 'direction of the gas when it enters the shutters area.
If we now consider the aircraft shown in Figs. 14 to 17 there are in the latter two horizontal air compressors 45 of the axial type which are driven through the train of gears 46, shafts 47 and gears 48 by an internal combustion engine. 49 with reciprocating movement. Each compressor 45 delivers compressed air to an annular combustion chamber 50. However, each of these chambers 50 is simply circular at its front end and flattens outward.
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gradually sliding towards its rear end.
We can notice in fig. 14 that the lateral widening of each combustion chamber takes place in a direction which departs from the fuselage and which goes towards the ends of the thrust nozzles, the core or the internal walls of the combustion chamber bearing in FIGS. 14 and 16 refer to reference numeral 51. Beyond core 51, the upper and lower walls of each chamber merge into each other and have a lateral extension 52 which is located at the front of the section. minimum 53 of the nozzle, this nozzle being divergent, at the rear of the minimum section 53, and curved downwards as in the aircraft according to FIGS. 1 to 3.
In the maritime building of fig. 18 and 19, the shell 54 is held above the surface W of the water by three uprights 55 arranged on converging lifting nozzles 56, open at the front and at the rear. The horizontal midplane of each nozzle 56 is curved downward from a point where it is tangent to a horizontal in the front and to a point where it is tangent to an inclined direction in the rear.
In the front opening of each nozzle protrudes a steam nozzle 57 which is converging and which is fed from a boiler 58.
The steam condenses at the outlet of each steam nozzle 57 and the amount of motion of the condensing jet is imparted to the water which, as a result, flows through the converging lift nozzle 56 to a great extent. speed. The reduction due to the increase in the momentum of the water drives the building in the forward direction and at the same time, due to the downward directed component of this increase, in the converging nozzle, it produces the uplift necessary to prevent the building from lowering.
In the various thrust or lift nozzles described heretofore with reference to the accompanying drawings, the divergence and convergence have appeared in vertical section. It is, however, possible to give the nozzle a uniform vertical thickness, as shown in FIG. 20, a converging-divergent flow or flow being communicated by side walls 59 as shown in FIG. 21, or a divergent-converging flow being communicated by side walls 60 as shown in FIG. 22. In each case, the desired distribution of pressure over the span is maintained by dividing it into parts separated by vertical curved partitions 61 (fig. 21) or 62 (fig. 22).
In a still different arrangement, the duct is made variable as shown in the biplane cell of FIG.
23. In this arrangement, pairs of panels 63, 64 are fitted in between and the panels of each pair are hinged together along a vertical line 65. In this arrangement, the panels can be placed parallel to the line. of flight and then be rotated during flight using appropriate controls, so as to provide for example the divergent-convergent configuration shown. Such an arrangement is used in cases where the burner, which may be of the type shown in fig. 13, is used only in case of emergency during flight, such as for example during landing or in combat. Electrical means are used to ignite the burner when necessary.
The top and bottom edges of the panels 63, 64 are contoured to closely match the top and bottom surfaces of the profiled wings when the panels are rotated inward as shown.
It goes without saying that another means of varying the convergence of the thrust nozzle consists in articulating all or part of one of its upper or lower surfaces or both. In this way, in an airplane like the one shown in fig. 1 to 3, the joint or joints may be parallel to the minimum section of the thrust nozzle, so that the divergence of the part 12 can be adjusted.
In the previous examples, the nozzles of
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thrust having a substantial extent in the direction of the span. Similar thrust effects can, however, be obtained by dividing the nozzle into sections placed in the direction of the chord and mounting them one above the other. The sections are similar to each other and evenly thick from front to back. They have a divergent-convergent form in one, plan view. As in the previous examples, each nozzle is curved downwards starting from a horizontal position and ending in an inclined position.
The air entering each nozzle is heated by a burner 66.-
When studying a thrust nozzle according to the present invention, it is advantageous to experiment, just as one does wind tunnel experiments when developing a properly faired aircraft or component of an aircraft. However, those skilled in the art will recognize the basic considerations of such a study. Thus, for example, we can consider an airplane with a weight of 10,000 free English having thrust nozzles placed so as to give a downward deviation of 5 arc from the horizontal. .
The effective forward thrust due to the change in momentum in the nozzle is then 10,000. Cosec. 5.g
If W, expressed in pounds, is the weight of an accelerated quantity of air per second of time, let the airplane speed be 550 miles per hour and the gas be accelerated until it reaches a double speed of this:
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so that W = 142 pounds in weight approximately.
As a result, the volume of air passing through the nozzle per second is:
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This volume of air is adiabatically compressed according to the PV @ = constant law and then heated at constant pressure prior to adiabatic expansion which brings it back to atmospheric pressure. The area of the pressure versus volume diagram is equal to the work done per second, hence equal to 142 (550.88) 2. Thus, adopting a sim- ple hypothesis, let us assume that the pressure ratio is equal to 4 and the increase in volume on heating at constant pressure is 450 cubic feet.
The temperature after compression is given by the expression
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so that assuming that the initial temperature is 288 K, the temperature after compression is equal to
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The volume after compression is:
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The latter must be increased to be brought to 690 # 450 = 1140 feet eu-
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bes by combustion prior to expansion.
Thus, the temperature must increase during combustion up to:
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This volume, that is to say 1140 cubic feet, is then expanded adiabatically to =
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As a result, 1140 cubic feet of gas flowing at 550 miles per hour is increased to become 3069 cubic feet of gas flowing at 1100 miles per hour. By dividing the volume by the velocity expressed in feet per second, we find that the minimum passage section of the nozzle should be approximately 1.4 square feet and the section of the nozzle outlet approximately 1.9 feet squares.
Thus, at the place of the weakest section, the thrust nozzle may have a wingspan of 4.2 feet and 4 inches thick, this thickness increasing to about 5.5 inches. to the output. When the nozzle is divided into two parts located on either side of the fuselage, as in figs. 1 to 3, the spanner of the nozzle is 2.1 feet on each side.
It goes without saying that the numerical example which has just been given is purely hypothetical and relates only to a theoretical cycle and without taking into account the losses which occur.
When an airplane according to the present invention is provided with normal wings in addition to one or more thrust nozzles of the type described above, the wings are preferably made with a section as close as possible to the thrust. symmetrical section and the airplane is used in normal flight with the wings set at an angle of attack providing zero thrust and minimum drag. In the event that the power is cut, the seat of the airplane is adjusted so as to transfer the thrust to the wings to ensure the flight in gliding flight. The wings can be arranged like a parasol monoplane with two thrust nozzles carried at the same time on either side of the fuselage.
In a modified arrangement, the wings are made telescopic in the manner indicated by Makhonine.
In a modified form of the aircraft shown in Figs. 1 to 3, normal shaped wings were used to provide thrust and the nozzles are not curved downwards, but simply intended for propulsion. It will be appreciated that, in this way, a more efficient propulsion is achieved than if all the compressed and heated gases passed through the turbine, due to the greater increase in the quantity of movement which one. can get under the direct pressure drop from the pressure of the combustion chambers 7 to atmospheric pressure.
The energy supplied to the turbine simply needs to be what is needed to drive that turbine.
CLAIMS.
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