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PERFECTIONNEMENTS APPORTES AUX AVIONS PROPULSES PAR REACTION.
L'invention est relative à une aile d'avion, propulsée par réaction, c'est-à-dire un élément sustentateur actionné par la réaction d'un jet gazeux débité par cet élément.
Conformément à l'invention, le jet est débité par une longue tuyère, peu épaisse, qui s'étend le long d'une partie arrière de l'aile, de sorte que le jet quitte le bord de fuite de l'aile sous la forme d'une nappe longue et mince.
Conformément à d'autres particularités de l'invention , la tuyère débitant le jet s'étend le long d'une partie importante de l'envergure de l'aile,son étendue et sa forme étant propres à modifier la répartition de la pression sur l'aile et à augmenter, par conséquent., la portance aérodynamique sur l'aile, comme expliqué ci-après et, en particulier, dans le cas d'un avion avec deux ailes fixes (pour le distinguer d'un avion à aile tournante), la tuyère s'étend autant que possible depuis un bout d'aile jusqu'à l'autre exepté à l'endroit où elle est interrompue, le cas échéant, par un fuselage, etc.
Dans ces deux ailes fixées, on prévoit, de préférence, des moyens propres à faire dévier tout au moins des parties du jet dans les régions qui se trouvent de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion, ces déviations se faisant simultanément vers le bas ou vers le haut, ou encore dans des sens opposés afin qu'elles puissent être utilisées à la place des gouvernails de profondeur, des volets, desailerons, etc.
La tuyère peut être établie dans le bord de fuite de l'aile. Suivant un mode de réalisation important de l'invention, le jet est débité par dessus un volet articulé au bord arrière de l'aile et qui peut, en outre, être beaucoup moins large, dans le sens de la corde, par rapport à la corde de
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l'aile que les volets d'aile utilisés jusqu'ici et la tuyère peut être éta- blie le long de l'extrémité arrière de la partie fixe de l'aile à la jonction de cette dernière avec le volet d'aile. La tuyère peut également s'étendre le long de l'extrados de l'aile, en avant de cette jonction. Quand ce volet d'aile se déplace vers le haut et le bas, le jet est dévié pour suivre le profil de la face supérieure du volet.
Dans chaque cas, on loge, de préférence, l'installation motrice; qui produit le jet propulseur, dans l'aile et, suivant une particularité importante de l'invention, on établit plusieurs réacteurs dans la partie anrière de l'aile fixe, immédiatement derrière le longeron principal arrière ou la cloison à laquelle les moteurs sont fixés, les moteurs débitant par une série de tuyères qui forment ensemble une tuyère longue et peu épaisse, ménagée dans le bord de fuite de l'aile ou à proximité de ce bord.
Les avantages obtenus par l'invention sont que l'effet du jet propulseur peut augmenter considérablement la portance aérodynamique, que le bruit du jet sortant est fortement diminué par suite du rapport élevé existant entre la périphérie et la surface de la tuyère du jet et que les gouvernes peuvent être simplifiées en se servant du jet pour assurer des commandes,
Les dessins ci-annexés montrent, à titre d'exemples, quelques modes de réalisation de l'invention.
La fig, 1 montre, en plan (parties arrachées), un avion établi conformément à l'invention.
La fige 2 montre, en coupe transversale et à plus grande échelle, une aile de l'avion de la fig. 1.
La fig. 3 montre, en plan et à une échelle encore plus grande, le montage du réacteur.
La fig.4 montre, schématiquement, l'agencement de l'installation motrice.
La fig. 5 montre, en coupe transversale, une variante de l'organe qui fait dévier le jet.
Les figs. 6, 7, 8, 9 et 10 montrent, en coupe transversale, le bord de fuite d'une aile avec des volets d'aile articulés établis suivant plusieurs variantes,
La fig. Il montre, semblablement, une variante de l'entrée d'air.
L'avion, montré sur la fig. 1, comprend un fuselage 1, un plan stabilisateur 2 et des ailes 3 dont la structure comporte un longeron principal avant 4. un longeron principal arrière 5 et d'autres éléments de construction qui sont établis dans le sens de l'envergure et de la corde et qui font généralement partie d'une aile. En se référant également aux figs. 2 et 3, on voit que plusieurs moteurs 7 sont logés dans l'aile immédiatement derrière le longeron principal arrière 5 pour débiter des jets par une série de tuyères aplaties et contiguës 8 dont l'ensemble forme une tuyère longue et peu épaisse, établie le long du bord de fuite de l'aile, Gomme visible sur la fig. 1, la tuyère s'étend, autant que possible, d'un bout d'aile à l'autre, excepté à l'endroit où elle est interrompue par le fuselage 1.
Des parois 9 et 10 sont établies au-dessus et en dessous des moteurs, une au moins de ces parois étant détachable, pour former les parois de fuite dé l'aile. Les moteurs 7 sont logés dans le canal qui devient accessible lorsqu'on enlève une de ces parois, chaque moteur étant fixé séparément, comme décrit ci-après, de sorte qu'il peut être démonté facilement et enlevé indépendamment pour subir des inspections ou réparations, après quoi il peut être facilement remis en place.
Par l'expression "moteur", on entend une installation motrice complète pour obtenir une propulsion par réaction, le cas échéant, avec des ac-
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cessoires adjoints à un ou à plusieurs moteurs, ainsi qu'un conduit à jet terminé par une tuyère, par exemple, le moteur peut être un turbo-réacteur à gaz comprenant une turbine., un compresseur entraîné par cette turbine et un dispositif de combustion comportant une injection de combustible, des organes d'allumage et, le cas échéant, une pompe à combustible et d'autres éléments auxiliaires.
Les parois 9 et 10 constituent les éléments arrière des revêtements supérieur 11 et inférieur 12 de l'aile. Le conduit d'admission de chaque mo- teur aboutit à celui-ci après avoirtraversé l'aile comme montré sur la fig. 1, depuis une partie d'une ouverture d'entrée , longue et étroite qui s'étend, de préférence, à peu près sur toute la longueur de l'envergure de l'aile à proximité du bord d'attaque de l'aile 3. On obtient ainsi une entrée dif- fusante formée entre les bords d'attaque profilés 13 et 14. de la fig. 2.
Chaque conduit d'admission est ménagé dans une paroi creuse formée par le revêtement supérieur 11 et une plaque de raidissement interne 15 fixée au longeront et écartée du revêtement supérieur 11 par des raidisseurs 6. Ces derniers subdivisent l'air admis en plusieurs courants séparés pour les mo- teurs individuels ou pour des groupes de moteurs. Des parois 17 et 18 re- lient les conduits d'admission à des orifices centraux 5a ménagés dans le longeron 5 et communiquant avec les admissions des moteurs. Additionnellement ou alternativement, à moins qu'on ne dispose pas de place pour les loger à cause de l'espace nécessaire pour y introduire des trains d'attarrissage escamotables, on prévoit des conduits d'admission similaires, délimités par le revêtement inférieur 12 et les parois 16, 19 et 20.
L'entrée diffusante ne doit pas nécessairement se trouver au bord d'attaque de l'aile, comme montré sur la fig. 2. La fig, Il montre, par exemple, une entrée qui se trouve audessus du bord d'attaque avec seulement un conduit d'admission supérieur.
Le longeron 5 supporte chaque moteur à l'aide de rails 21 fixés à ce longeron (fig. 3), ces rails supportant des berceaux 31 établis autour des moteurs. Chaque moteur prend appui sur le longeron 5, son entrée étant en alignement avec un trou ménagé dans celui-ci et chaque moteur porte, d'une manière amovible, une bride d'étanchéité 23 en une matière flexible ou à base de caoutchouc qui est serrée fortement contre le longeron 5, pendant le fonctionnement, en raison de la dépression règnant dans le conduit d'admission du moteur. Les raccords tubulaires et les bornes électriques démontables usuels sont prévus pour être reliés aux moteurs. Chaque moteur est maintenu en place par des goupilles 24 engagées dans le berceau 31 et les rails 21, ces goupilles étant accessibles depuis l'arrière du moteur.
Si nécessaire, on peut avoir accès aux goupilles 24 et aux raccords par des ouvertures normalement recouvertes ménagées dans les revêtements 11 et 12.
Le conduit du jet de chaque moteur 7 va en diminuant en hauteur et en; augmentant en largeur à partir d'une section transversale circulaire, ce conduit aboutissant à une tuyère allongée et peu épaisse 8 qui, généralement, est symétrique par rapport au moteur. Toutefois, pour les moteurs qui sont adjacents aux bouts des ailes, il se peut que ces moteurs aient à être déplacés quelque peu vers le fuselage pour permettre la réduction de l'épaisseur de l'aile au bout de celle-ci et, dans ce cas, les tuyères peuvent être placées asymétriquement . Les moteurs, qui sont adjacents au fuselage 1, peuvent, dans certains cas, débiter les jets par des tuyères placées sous le fuselage afin que l'on obtienne, autant que possible, une fente de tuyère ininterrompue qui s'étend d'un bout d'aile à celui de l'autre aile.
Le dispositif, montré sur la fig, 1, constitue un moyen simple pour décharger le jet sous forme d'une nappe longue et mince, qui s'étend le long du bord de fuite de l'aile, ce jet étant débité par plusieurs moteurs comparativement petits, qui peuvent être aisément démontés et remis en place, ce dispositif pouvant également former une construction dans laquelle les moteurs forment la partie arrière de l'aile alors que les conduits d'admission font des parties intégrantes de la structure de l'aile.
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pour faire dévier le jet en forme de nappe vers le haut et vers le bas, la tuyère est terminée par un déflecteur de jet montré, sur la fig. 1, comme étant constitué par un volet d'aile articulé, comme ceux montrés avec plus de détails sur les figs. 6 à 10. pour la variante du déflecteur de jet montré sur la fig.
5, la tuyère 8 de chaque moteur est prolongée par un cylindre 25 traversé diamétralement par le débouché de la tuyère, ce cylindre 25 formant le bord de fuite et pouvant tourner autour de son axe dans des supports 26 établis entre les moteurs, les extrémités du conduit du jet ou de la tuyère 8 embrassant partiellement la face externe cylindrique, et étant en contact étanche avec celle-ci. Un élément de tuyère de ce genre peut être constitué par une tôle métallique qui forme une tuyère convergente en forme de cloche, la tôle étant repliée sur elle-même en 25a au bord interne et évasé de la tuyère et étant courbée de manière à avoir 1a, forme d'une partie d'un cylindre le long des bords extérieurs de la tuyère. On peut faire dévier le jet vers le haut et vers le bas.
Par conséquent, si l'on considère une droite qui se trouve horizontalement derrière le bord de fuite de l'aile, quand l'avion occupe une position correspondant à un vol normal en palier, comme étant la droite qui correspond à la position médiane du jet, les moyens déflecteurs peuvent servir à faire dévier le jet pour qu'il s'écarte du bord de fuite en étant orienté vers le haut suivant un angle quelconque partant de cette droite de position médiane et atteignant jusqu'environ 10 sans pouvoir dépasser probablement, en aucun cas, un angle supérieur à 30 , ou vers le bas suivant un angle qui, généralement, ne doit pas dépasser 70 . Dans certains cas, la déviation maximum vers le bas ne doit pas dépasser 45 ,
Les déflecteurs ne doivent pas être en alignement mais ceux des différents moteurs peuvent être décalés suivant des angles différents afin que l'on obtienne.une variation graduelle de l'angle du jet dans le sens de sa longueur. Les déflecteurs sont reliés entre eux en deux groupes établis de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion, chaque groupe étant actionné par une commande, désignée par 28 sur la fig. 6. Il n'est généralement pas nécessaire que chaque moteur comporte des moyens déflecteurs de jet individuels et manoeuvrables séparément pour obtenir une déviation différentielle et graduelle du jet de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion, mais le déflecteur doit être assez long pour qu'il puisse faire dévier la partie voulue du jet.
De préférence et comme décrit à l'aide de la fig. 4, on prévoit de pouvoir régler différentiellement la puissance des moteurs situés des cotés opposés de l'axe longitudinal de l'avion, pour simuler l'effet d'un gouvernail.
Pour augmenter la portance de l'aile d'avion pendant l'atterrissage, il est courant de munir l'aile d'un volet arrière, c'est-à-dire de constituer au moins une partie du bord de fuite de l'aile par une pièce séparée qui est articulée à la partie restante de l'aile et qui peut être déplacée, au besoin, vers le bas, suivant une particularité importante de l'invention, le jet propulseur est déchargé tout le long de la partie arrière de l'aile par dessus un volet d'aile articulé établi à l'arrière de celle-ci. Ainsi et comme montré sur la fig. 6, qui est une coupe à grande échelle faite dans la partie arrière de l'aile, un volet d'aile 29 est monté sur un axe d'articula- tion 30 établi, de la manière usuelle, à l'arrière de l'aile et ce volet est manoeuvré, comme à l'ordinaire, par une commande 28.
Toutefois, le volet est beaucoup moins large, dans le sens de la corde et par rapport à la corde de l'aile, que les volets usuels d'aile, utilisés jusqu'ici. Le volet 29 s'étend, autant que possible, depuis le bout de l'aile correspondant jusqu'au fuselage.
Le volet a une étendue réduite, dans le sens de la corde, qui correspond seulement à environ 2 à 5 % de la corde totale de l'aile et probablement, cette étendue ne doit pas dépasser, en aucun cas, environ 10 % de la corde totale.
Le conduit du jet 8 du moteur débouche dans une tuyère 8a dont le débouché s'étend le long de l'extrémité arrière du corps de l'aile, de sorte que dans les conditions normales d'un vol en palier, le jet soit orienté vers l'arrière en passant par dessus la face supérieure du volet d'aile 29. Quand le volet déplacé vers le bas, par exemple pour l'envol ou l'atterrissage, le jet est
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dévié en suivant la face supérieure du volet 29 et il quitte l'aile en étant orienté vers le bas. Le volet peut être articulé excentriquement afin qu'il puisse ouvrir, en étant déplacé vers le bas, une fente étroite formée entre le volet et le corps de l'aile.
Ceci permet à une quantité déterminée d'air de passer depuis la zone en dessous de l'aile., où règne une pression plus élevée, vers la face supérieure du volet.
La tuyère 8b, telle que montrée, est orientée de manière à pro- duite un jet incliné vers le haut, par rapport à la direction d'un vol nor- mal en palier, mais le gaz est toutefois obligé de suivre la ligne formant la partie supérieure du volet 29 afin que le jet reste horizontal, par exem- ple, pendant le vol. Par conséquent, le déplacement vers le haut du volet 29 permet d'orienter le jet vers le haut.
Ceci peut être préférable à la dispo- sition suivant laquelle on utilise le mouvement vers le haut du volet pour refouler le jet vers le haut. pour la variante, montrée sur la fig. 7, il n'existe pas une fente variable ou permanente pour permettre la fuite d'air entre le volet et le corps mais le volet 29a comporte un passage interne, délimité par les parois 29b et 29c pour admettre l'air depuis le dessous de l'aile, cet air traver- sant des trous ou pores ménagés dans la paroi supérieure du volet.
Cet air refroidit également l'intérieur du volet et assure le refroidissement par effusion de sa paroi supérieure, celle-ci étant, sans cela, exposée au jet de gaz chaud. pour l'autre variante, montrée sur la fig. 8, la tuyère est scindée en deux étages, le jet étant débité suivant des couches, formées en partie par le gaz chaud débité par l'étage supérieur 8b et, en partie, par l'air plus frais débité par l'étage inférieur 33, la couche d'air étant adjacente à la fase supérieure du volet d'aile 29 qui, dans ces conditions, ne doit pas être refroidi autrement. L'air peut être débité par le compresseur d'un ou de plusieurs réacteurs.
Ainsi, le réacteur dit à by-pass, dont 1' agencement est montré sur la fig. 4, comporte une turbine 34, un compresseur 35 entraîné par celle-ci, une chambre de combustion 36 recevant une partie de l'air débité par le compresseur et fournissant du gaz chaud à la turbine, un conduit 37 partant de la sortie de la turbine et fournissant du gaz chaud pour former une partie du jet propulseur, et un conduit 38 débitant de l'air et contournant la turbine en by-pass, pour former une autre partie du jet.
Un réacteur de ce genre est utilisé pour le dispositif montré sur la fig.
7, le conduit de sortie 37 de la turbine étant relié à l'étage 8b de la tuyère et le conduit 38, en by-pass, étant relié à l'étage 33 de cette tuyère.
Du combustible est fourni à la chambre de combustion 36 par le distributeur 39,un tel distributeur 39 étant prévu pour les moteurs qui se trouvent d' un coté de l'axe longitudinal de l'avion et un autre pour ceux qui se trouvent de l'autre côté de cet axe., de sorte que ces moteurs peuvent être commandés différentiellement pour remplacer le gouvernail de l'avion ou pour assister ce gouvernail.
Sur la fig. 8, le jet est débité à la jonction entre le volet et le corps de l'aile, pour la variante selon la fig. 9, le débouché 8a de la tuyère s'étend le long de l'extrados de l'aile en avant de la jonction entre la partie intégrante de l'aile et le volet d'aile 29, de sorte que le jet débité s'écoule, dans toutes les conditions, sur le volet de bord de fuite 29 sans être séparé de ce dernier. Ceci peut être obtenu en obligeant l'air ou le gaz à s'écouler, suivant une quantité qui est petite comparativement au jet, sous la forme d'un film ayant une épaisseur et une vitesse appropriées, le long de la face supérieure du volet 29. Une couche d'air froid aide également à empêcher une surchauffe du volet d'aile.
Chacun des réacteurs, logés dans l'aile,, comporte un court conduit de jet 8d, courbé vers le haut depuis la sortie d'échappement de la turbine vers le débouché 8c de la tuyère celui-ci étant adjacent aux sorties d'échappement de la turbine et étant ménagé dans un gradin ou un léger bossage prévu à la partie supérieure de 1' aile.
Depuis le compresseur de chaque réacteur s'étend vers l'arrière et dans
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l'aile, un conduit d'air 40 qui se trouve entre les conduits de jet 8d, ce conduit 40 contournant, en by-pass, le dispositif de combustion et la turbine pour alimenter.\! par une soupape de retenue 41 et un collecteur commun 42, la tuyère 43 d'un jet auxiliaires entre le tuyère 8a du jet principal et le volet d'aile 29, Le débouché (le la tuyère 43 s'étend le long de l'envergure de l'aile à l'extrémité arrière de 1a partie intégrale de l'aile de manière à décharger l'air directement par dessus le volet d'aile 29.Pour certaines etsle cas échéant, pour toutes les positions actives du volet d'aile articulé 29, il peut exister également une fente entre le volet et l'aile, comme sur la fig.
7, par laquelle l'air peut passer depuis le dessous de l'aile pour s'écouler sur la face supérieure du volet. Si la tuyère 8c du jet principal, se trouve bien avant le bord de fuite, il peut y avoir une autre tuyère auxiliaire, similaire et intermédiaire, qui s'étend le long de l' envergure de l'aile et qui est logée dans un deuxième gradin ou bossage de la paroi supérieure de l'aile pour décharger une partie de l'aire débité en bypass, suivant une couche qui passe sur le jet débité le plus en arrière et formé par l'air circulant en by-pass.
La fig, 10 montre une variante du déflecteur de la fig. 5, cette variante ayant la forme extérieure d'un volet d'aile 2512 excepté aux endroits compris entre les moteurs, où elle comporte plusieurs parties 25c, approximativement cylindriques et logées dans des supports 26. Ainsi le jet traverse un volet d'aile articulé et est débité par le bord de fuite de ce volet. Une couche d'air froid est dirigée par dessus la partie supérieure du volet d'aile par la tuyère 43, comme décrit à l'aide de la fig. 9.
Pour les déflecteurs de jet des figs. 5 et 10, les parois supérieure et inférieure qui délimitent le jet se déplacent ensemble vers le haut et vers le bas. Si l'on désire faire varier la section du débouché de la tuyère, ces déflecteurs comportent des parois déplaçables indépendamment.
Bien que le jet, débité sous forme d'une nappe par le bord de fuite de l'aile, soit un jet propulseur et puisse exercer la totalité de l'effet propulseur, l'invention peut être utilisée en supplément à un ou plusieurs réacteurs logés dans des nacelles et débitant des jets par les tuyères usuelles pour procurer un certain effort propulseur supplémentaire.
On a constaté, si l'écoulement de l'air autour d'une aile exerce une poussée aérodynamique sur celle-ci et si un jet propulseur, débité par le bord de fuite sous la forme d'une nappe longue et peu épaisse, est dirigé de manière telle et s'étend le long d'une partie importante telle de l'envergure de l'aile qu'il coopère directement avec une partie importante du courant d'air principal autour de l'aile, que-le jet peut modifier considérablement la répartition de la pression sur l'aile et augmenter notablement ladite poussée. De plus, on peut modifier la poussée aérodynamique en faisant dévier le jet vers le haut ou vers le bas pendant que ce jet continue à exercer son effet propulseur.
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IMPROVEMENTS FOR REACTION-PROPELLED AIRCRAFT.
The invention relates to an airplane wing, propelled by reaction, that is to say a lift element actuated by the reaction of a gas jet delivered by this element.
According to the invention, the jet is delivered by a long nozzle, not very thick, which extends along a rear part of the wing, so that the jet leaves the trailing edge of the wing under the shape of a long, thin tablecloth.
According to other features of the invention, the nozzle delivering the jet extends along a significant part of the wingspan of the wing, its extent and its shape being suitable for modifying the distribution of the pressure on the wing. the wing and to increase, therefore., the aerodynamic lift on the wing, as explained below and, in particular, in the case of an aircraft with two fixed wings (to distinguish it from a winged aircraft rotating), the nozzle extends as far as possible from one wing tip to the other exept at the point where it is interrupted, if necessary, by a fuselage, etc.
In these two fixed wings, provision is preferably made for means suitable for deflecting at least parts of the jet in the regions which are located on either side of the longitudinal axis of the aircraft, these deviations are simultaneously down or up, or in opposite directions so that they can be used in place of elevators, flaps, ailerons, etc.
The nozzle can be established in the trailing edge of the wing. According to an important embodiment of the invention, the jet is delivered over a flap hinged to the rear edge of the wing and which can, moreover, be much narrower, in the direction of the chord, compared to the rope
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the wing as the wing flaps used hitherto and the nozzle can be installed along the rear end of the fixed part of the wing at the junction of the latter with the wing flap. The nozzle may also extend along the upper surface of the wing, in front of this junction. As this wing flap moves up and down, the jet is deflected to follow the profile of the top face of the flap.
In each case, the power plant is preferably housed; which produces the propellant jet, in the wing and, according to an important feature of the invention, several reactors are established in the rear part of the fixed wing, immediately behind the rear main spar or the bulkhead to which the engines are attached , the engines output by a series of nozzles which together form a long and thin nozzle, provided in the trailing edge of the wing or near this edge.
The advantages obtained by the invention are that the effect of the propellant jet can considerably increase the aerodynamic lift, that the noise of the outgoing jet is greatly reduced owing to the high ratio existing between the periphery and the surface of the jet nozzle and that the control surfaces can be simplified by using the jet for control,
The accompanying drawings show, by way of examples, some embodiments of the invention.
FIG, 1 shows, in plan (parts broken away), an aircraft built in accordance with the invention.
Figure 2 shows, in cross section and on a larger scale, a wing of the airplane of FIG. 1.
Fig. 3 shows, in plan and on an even larger scale, the assembly of the reactor.
Fig.4 shows, schematically, the arrangement of the power plant.
Fig. 5 shows, in cross section, a variant of the member which deflects the jet.
Figs. 6, 7, 8, 9 and 10 show, in cross section, the trailing edge of a wing with articulated wing flaps established according to several variants,
Fig. It shows, similarly, a variant of the air inlet.
The aircraft, shown in fig. 1, comprises a fuselage 1, a stabilizer plane 2 and wings 3, the structure of which comprises a front main spar 4. a rear main spar 5 and other construction elements which are established in the direction of the wingspan and the rope and which are usually part of a wing. Referring also to Figs. 2 and 3, it can be seen that several engines 7 are housed in the wing immediately behind the rear main spar 5 to deliver jets through a series of flattened and contiguous nozzles 8, the assembly of which forms a long and thin nozzle, established on along the trailing edge of the wing, rubber visible in fig. 1, the nozzle extends as far as possible from one wing tip to the other, except where it is interrupted by the fuselage 1.
Walls 9 and 10 are established above and below the engines, at least one of these walls being detachable, to form the trailing walls of the wing. The motors 7 are housed in the channel which becomes accessible when one of these walls is removed, each motor being fixed separately, as described below, so that it can be easily dismantled and removed independently to undergo inspections or repairs. , after which it can be easily replaced.
By the expression "engine" is meant a complete power plant to obtain a jet propulsion, where appropriate, with ac-
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cessories attached to one or more engines, as well as a jet duct terminated by a nozzle, for example, the engine may be a gas turbo-reactor comprising a turbine., a compressor driven by this turbine and a combustion device comprising fuel injection, ignition devices and, where appropriate, a fuel pump and other auxiliary elements.
The walls 9 and 10 constitute the rear elements of the upper 11 and lower 12 coverings of the wing. The intake duct of each engine ends in it after having passed through the wing as shown in fig. 1, from a portion of a long, narrow entrance opening which preferably extends nearly the full length of the wing span near the leading edge of the wing 3. There is thus obtained a diffuse inlet formed between the profiled leading edges 13 and 14. of FIG. 2.
Each intake duct is formed in a hollow wall formed by the upper covering 11 and an internal stiffening plate 15 fixed to the side member and spaced from the upper covering 11 by stiffeners 6. The latter subdivide the incoming air into several separate streams for individual motors or for groups of motors. Walls 17 and 18 connect the intake ducts to central orifices 5a formed in the spar 5 and communicating with the engine intakes. Additionally or alternatively, unless there is no room to house them because of the space necessary to introduce retractable docking trains therein, similar intake ducts are provided, delimited by the lower covering 12 and walls 16, 19 and 20.
The diffusing inlet does not necessarily have to be at the leading edge of the wing, as shown in fig. 2. Fig. It shows, for example, an inlet which is located above the leading edge with only an upper inlet duct.
The spar 5 supports each motor using rails 21 fixed to this spar (FIG. 3), these rails supporting cradles 31 established around the motors. Each motor rests on the side member 5, its inlet being in alignment with a hole made therein and each motor carries, in a removable manner, a sealing flange 23 made of a flexible material or rubber-based material which is tightly clamped against the side member 5, during operation, due to the vacuum in the engine intake duct. The usual tubular connectors and removable electrical terminals are designed to be connected to the motors. Each motor is held in place by pins 24 engaged in the cradle 31 and the rails 21, these pins being accessible from the rear of the motor.
If necessary, the pins 24 and fittings can be accessed through openings normally covered in the linings 11 and 12.
The duct of the jet of each engine 7 decreases in height and in; increasing in width from a circular cross section, this duct leading to an elongated and thin nozzle 8 which, generally, is symmetrical with respect to the engine. However, for engines which are adjacent to the wing tips, these engines may have to be moved somewhat toward the fuselage to allow for reduction in wing thickness at the tip of the wing and, in this way, In this case, the nozzles can be placed asymmetrically. The engines, which are adjacent to the fuselage 1, can, in some cases, deliver the jets through nozzles placed under the fuselage so that, as far as possible, an unbroken nozzle slot is obtained which extends from one end wing to that of the other wing.
The device, shown in fig, 1, constitutes a simple means of discharging the jet in the form of a long and thin sheet, which extends along the trailing edge of the wing, this jet being delivered by several engines. comparatively small, which can be easily removed and replaced, this device can also form a construction in which the engines form the rear part of the wing while the intake ducts form an integral part of the wing structure .
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in order to deflect the sheet-like jet up and down, the nozzle is terminated by a jet deflector shown in fig. 1, as being constituted by an articulated wing flap, like those shown in more detail in figs. 6 to 10. for the variant of the jet deflector shown in fig.
5, the nozzle 8 of each engine is extended by a cylinder 25 crossed diametrically by the outlet of the nozzle, this cylinder 25 forming the trailing edge and being able to rotate about its axis in supports 26 established between the engines, the ends of the duct of the jet or of the nozzle 8 partially embracing the cylindrical outer face, and being in sealed contact with the latter. Such a nozzle element may consist of a metal sheet which forms a converging bell-shaped nozzle, the sheet being folded back on itself at 25a at the inner edge and flared of the nozzle and being bent so as to have 1a. , forms part of a cylinder along the outer edges of the nozzle. You can deflect the jet up and down.
Consequently, if we consider a line which is located horizontally behind the trailing edge of the wing, when the airplane occupies a position corresponding to normal level flight, as being the line which corresponds to the median position of the wing. jet, the deflector means can be used to deflect the jet so that it deviates from the trailing edge by being oriented upwards at any angle starting from this straight line in the middle position and reaching up to about 10 without being able to probably exceed , in any case, at an angle greater than 30, or downward at an angle which, generally, should not exceed 70. In some cases the maximum downward deviation should not exceed 45,
The deflectors do not have to be in alignment but those of the different motors can be offset at different angles in order to obtain a gradual variation of the angle of the jet in the direction of its length. The deflectors are interconnected in two groups established on either side of the longitudinal axis of the aircraft, each group being actuated by a control, designated by 28 in FIG. 6. It is generally not necessary for each engine to include individual and separately operable jet deflector means to obtain a differential and gradual deflection of the jet on either side of the longitudinal axis of the airplane, but the deflector must be long enough so that it can deflect the desired part of the jet.
Preferably and as described with the aid of FIG. 4, provision is made to be able to differentially adjust the power of the engines located on the opposite sides of the longitudinal axis of the airplane, to simulate the effect of a rudder.
To increase the lift of the airplane wing during landing, it is common practice to provide the wing with a tail flap, that is to say to constitute at least part of the trailing edge of the wing by a separate part which is articulated to the remaining part of the wing and which can be moved, if necessary, downwards, according to an important feature of the invention, the propellant jet is discharged all along the rear part wing over a hinged wing flap established at the rear of the wing. Thus and as shown in FIG. 6, which is a full-scale section taken in the rear part of the wing, a wing flap 29 is mounted on a hinge pin 30 established, in the usual manner, at the rear of the wing. wing and this flap is operated, as usual, by a command 28.
However, the flap is much narrower, in the direction of the chord and with respect to the chord of the wing, than the usual wing flaps, used so far. The flap 29 extends, as far as possible, from the end of the corresponding wing to the fuselage.
The flap has a reduced extent, in the direction of the chord, which corresponds only to about 2 to 5% of the total chord of the wing and probably, this extent should not exceed, in any case, about 10% of the wing. total cord.
The duct of the jet 8 of the engine opens into a nozzle 8a, the outlet of which extends along the rear end of the body of the wing, so that under normal conditions of level flight, the jet is oriented rearward over the upper face of the wing flap 29. When the flap is moved down, for example for take-off or landing, the jet is
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deflected along the upper face of the flap 29 and it leaves the wing facing downwards. The flap can be eccentrically hinged so that it can open, by being moved downwards, a narrow slot formed between the flap and the body of the wing.
This allows a determined amount of air to pass from the area below the wing, where there is higher pressure, to the upper face of the flap.
The nozzle 8b, as shown, is oriented so as to produce an upward sloping jet with respect to the direction of normal level flight, but the gas is nevertheless forced to follow the line forming the upper part of the flap 29 so that the jet remains horizontal, for example, during flight. Consequently, the upward movement of the shutter 29 makes it possible to orient the jet upwards.
This may be preferable to the arrangement in which the upward movement of the shutter is used to force the jet upward. for the variant, shown in fig. 7, there is no variable or permanent slot to allow air leakage between the shutter and the body but the shutter 29a has an internal passage, delimited by the walls 29b and 29c to admit air from below. the wing, this air passing through holes or pores in the upper wall of the shutter.
This air also cools the inside of the shutter and ensures the cooling by effusion of its upper wall, the latter being, otherwise, exposed to the hot gas jet. for the other variant, shown in fig. 8, the nozzle is split into two stages, the jet being delivered in layers, formed in part by the hot gas delivered by the upper stage 8b and, in part, by the cooler air delivered by the lower stage 33 , the air layer being adjacent to the upper base of the wing flap 29 which, under these conditions, does not have to be cooled otherwise. The air can be delivered by the compressor of one or more reactors.
Thus, the so-called bypass reactor, the arrangement of which is shown in FIG. 4, comprises a turbine 34, a compressor 35 driven by the latter, a combustion chamber 36 receiving part of the air delivered by the compressor and supplying hot gas to the turbine, a duct 37 starting from the outlet of the turbine and supplying hot gas to form part of the propellant jet, and a duct 38 delivering air and bypassing the turbine in bypass, to form another part of the jet.
A reactor of this kind is used for the device shown in FIG.
7, the outlet duct 37 of the turbine being connected to the stage 8b of the nozzle and the duct 38, in bypass, being connected to the stage 33 of this nozzle.
Fuel is supplied to the combustion chamber 36 by the distributor 39, such a distributor 39 being provided for the engines which are located on one side of the longitudinal axis of the airplane and another for those which are located on the plane. 'other side of this axis., so that these motors can be controlled differentially to replace the rudder of the aircraft or to assist this rudder.
In fig. 8, the jet is delivered at the junction between the flap and the body of the wing, for the variant according to FIG. 9, the outlet 8a of the nozzle extends along the upper surface of the wing in front of the junction between the integral part of the wing and the wing flap 29, so that the jet discharged s' flows, in all conditions, on the trailing edge flap 29 without being separated from the latter. This can be achieved by causing air or gas to flow, in an amount which is small compared to the jet, in the form of a film of suitable thickness and velocity, along the top face of the shutter. 29. A layer of cold air also helps prevent overheating of the wing flap.
Each of the reactors, housed in the wing ,, comprises a short jet duct 8d, curved upwards from the exhaust outlet of the turbine towards the outlet 8c of the nozzle, the latter being adjacent to the exhaust outlets of the turbine. the turbine and being provided in a step or a slight boss provided in the upper part of the wing.
Since the compressor of each reactor extends rearward and into
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the wing, an air duct 40 which is located between the jet ducts 8d, this duct 40 bypassing, in bypass, the combustion device and the turbine to supply. \! by a check valve 41 and a common manifold 42, the nozzle 43 of an auxiliary jet between the nozzle 8a of the main jet and the wing flap 29, The outlet (the nozzle 43 extends along the wing span at the rear end of the integral wing so as to discharge air directly over wing flap 29. For some and if applicable, for all active flap positions articulated wing 29, there may also be a slot between the flap and the wing, as in FIG.
7, through which air can pass from the underside of the wing to flow over the upper face of the flap. If the main jet nozzle 8c is well before the trailing edge, there may be another auxiliary nozzle, similar and intermediate, which runs along the wing span and is housed in a second step or boss of the upper wall of the wing to discharge part of the area discharged in bypass, following a layer which passes over the jet discharged furthest back and formed by the air circulating in bypass.
FIG. 10 shows a variant of the deflector of FIG. 5, this variant having the outer shape of a wing flap 2512 except at the places between the engines, where it comprises several parts 25c, approximately cylindrical and housed in supports 26. Thus the jet passes through an articulated wing flap and is debited by the trailing edge of this shutter. A layer of cold air is directed over the upper part of the wing flap by the nozzle 43, as described with the aid of fig. 9.
For the jet deflectors of figs. 5 and 10, the upper and lower walls which delimit the jet move together upward and downward. If it is desired to vary the section of the outlet of the nozzle, these deflectors have walls which can be moved independently.
Although the jet, delivered in the form of a sheet by the trailing edge of the wing, is a propellant jet and can exert all of the propellant effect, the invention can be used in addition to one or more reactors. housed in nacelles and delivering jets through the usual nozzles to provide a certain additional propellant force.
It has been observed, if the air flow around a wing exerts an aerodynamic thrust on it and if a propellant jet, delivered by the trailing edge in the form of a long and thin sheet, is directed in such a way and extends along such a large part of the wing span that it cooperates directly with a large part of the main air stream around the wing, which the jet can considerably modify the pressure distribution on the wing and notably increase said thrust. In addition, the aerodynamic thrust can be modified by deflecting the jet upwards or downwards while this jet continues to exert its propellant effect.