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L'invention est relative à un avion à ailes battantes rigides disposées en flèche de part et d'autre de l'axe longitudinal de l'avion et oscillant autour d'axes disposés à une certaine distance au-dessous d'elles. Il est déjà connu de monter des ailes battantes sur des axes d'oscillation disposés à une certaine distance au-dessous d'elles (brevet allemand n 6080521 du 11 juin 1932 et brevet français n 8090701 du 22 août 1936). Ces réalisations antérieures comportent des ailes qui produi- sent, par leur battement, une propulsion très élevée, mais au prix d'une dépense de force motrice de quelques chevaux.
Il en résulte que la struc- ture des ailes battantes de grandes dimensions et leur mécanisme de comman- de ne peuvent pas résister à l'effort-moteur, étant donnée la légèreté obligatoire de la construction,
La présente invention utilise l'ancienne disposition des axes d'oscillation, mais les ailes sont établies de manière telle que leur bat- tement puisse être entretenu par une force très faible qui ne fatigue pas le mécanisme de commande de la voilureo On obtient par ce battement, réali- sé dans des conditions très économiques, une force propulsive évidemment moindre que dans les réalisations antérieures ci-dessus visées, mais de valeur assez élevée cependant pour vaincre la traînée des ailes.
Par exem- ple, lorsque la résultante aérodynamique sur l'aile pendant l'abaissement est perpendiculaire à la direction de vol, la force propulsive obtenue est rigoureusement égale à la traînée. Dans ce cas, le travail nécessaire pour faire battre les ailes est fourni par les forces engendrées sur les ailes même Se
Cette propriété inattendue des ailes conformes à l'invention fait que l'emploi d'un moteur n'est nécessaire ni pour déplacer la voilure dans la direction du vol, ni pour la déplacer latéralement. Cet emploi, ou ce- lui de la force humaine, n'est à prévoir que pour vaincre la résistance à l'avancement du fuselage et des éléments de structure qui lui sont associés.
La qualité de l'aile battante conforme à l'invention se déduit des essais faits à la Grande Soufflerie de Chalais-Meudon avec une aile rigide soufflée en attaque oblique. Lesdits essais montrent l'existence de forces latérales qui s'annulent parce qu'elles se contrebalancent sur l'ai- le en flèche. L'énergie employée à créer ces forces est donc perdueo Tout comme la force substentatrice, ces forces latérales prennent naissance sous l'influence de la traînée de l'aile et au prix d'une diminution de la por- tance maximum possible. L'énergie qui peut être ainsi emmagasinée sur une aile de bonne forme est aussi élevée que l'énergie nécessaire pour vaincre la traînée.
On en conclut qu'il sera possible de récupérer l'énergie in- vestie dans la traînée, si l'on transforme l'énergie potentielle disponible sur l'aile en énergie cinétiqueo On peut précisément utiliser cette énergie potentielle pour faire battre l'aile, et le battement peut servir à son tour à annuler la traînée de l'aile.
Ce procédé est appliqué par l'oiseau, par exemple par la grue et les migrateurs d'espèce simulaire. Il est également appliqué dans un pro- pulseur marin à pales battantes, lequel, par son rendement qui s'élève à près de cent pour cent, prouve l'existence du phénomèneo
L'invention consiste à agencer une paire d'ailes en flèche pivo- tant autour d'axes d'oscillation disposés à une certaine distance de l'axe longitudinal de l'avion, de manière telle que les quatre caractéristiques suivantes soient présentes en combinaison :
a) la surface externe de chaque aile constitue l'enveloppe d'un profil aérodynamique de base touchant, par son bord de fuite, la surface d'un cylindre imaginaire à section circulaire dont l'axe est confondu avec l'axe d'oscillation de l'aile, ce profil s'écartant progressivement, de
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l'avant de l'aile vers l'arrière, de l'axe longitudinal de l'avion, de sorte que l'aile s'en trouve gauchie ; dans la vue en plan de l'appareil, l'écartement progressif du profil aérodynamique de base mentionné sous a) est tel que le bord d'attaque de chaque aile forme un angle de 30 environ avec l'axe longi- tudinal de l'avion, donnant ainsi à la voilure une flèche très prononcée ;
c) les intrados de tous les profils aérodynamiques transversaux d'une aile sont des spirales ayant pour pôle l'axe d'oscillation de l'aile, de sorte que la tangente en chaque point d'un intrados forme avec la tan- gente au point correspondant du cylindre mentionné sous a) un angle d'at- taque positif, le point correspondant du cylindre se trouvant à l'inter- section de la surface dudit cylindre avec le rayon passant par le point considéré dudit intrados ; d) la résultante aérodynamique exercée sur chaque aile pendant la phase d'abaissement de celle-ci passe par l'axe d'oscillation de l'ai- leo
Chaque aile, conforme aux caractéristiques @ à d) ci-dessus, est reliée par une bielle à un vilebrequin.
Ceci noté, 1 invention consiste également à pourvoir d'une hélice chacune des extrémités dudit vilebrequin, les extrémités desdites hélices comprenant une masse de matériau lourd de manière à former volant. Les hélices participent à la propulsion du fusela- ge, comme les mâts porteurs des ailes qui, par leurs mouvements latéraux, engendrent une propulsion par un effet analogue à celui de la queue des poissons.
L'invention sera mieux comprise par la description ci-après d'un de ses modes de réalisation, donné à titre d'exemple, la description étant faite en référence aux dessins ci-annexés dans lesquels g
La figure 1 est une vue en élévation de face de l'avion ;
La figure 2 est une vue en plan ;
La figure 3 est une vue latérale ;
La figure 4 est un schéma relatif à la génération d'une aile con- forme à l'invention par un profil aérodynamique de base ;
La figure 5 montre, suivant une coupe perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'avion, le déplacement de l'air produit par une aile pen- dant un demi-tour du vilebrequin ;
La figure 6 représente, dans une coupe parallèle à l'axe longi- tudinal de l'avion, le diagramme des forces mises en jeu et des vitesses correspondantes pendant l'abaissement de l'aileo
Les ailes 1 sont disposées en flèche ; la flèche de chaque aile par rapport au plan de symétrie de l'avion ou de la direction de l'axe d'oscillation 4 de ladite aile est d'environ 30 . Chacune des ailes bat- tantes 1 est agencée de manière à être rigide à la flexion et à la tor- sion, et constitue avec ses mâts 3 et son axe d'oscillation 4 une cellule rigide. Lesdites cellules sont articulées par leurs axes d'oscillation 4 à l'extrémité extérieure des jambes profilées 50 Les axes d'oscillation 4 et l'axe longitudinal de l'avion sont parallèles. Les jambes 5 sont fixées au fuselage 2, de section ovoïde.
Elles forment avec lui une armature ri- gide par le moyen de laquelle celui-ci et son occupant, ou ses occupants, sont portés par les ailes pendant le vol.
Au-dessus du fuselage 2 sont fixés les supports 6 qui reçoivent à leur extrémité supérieure, dans'des roulements appropriés, les paliers
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du vilebrequin 7. Les bielles 8, articulées sur les manetons du vilebre- quin 7 et les ailes battantes 1, assurent la liaison mécanique entre le fuselage et la voilure. A chaque bout du vilebrequin est fixé un bras 9 portant à chacune de ses extrémités une masse 10 qui forme volanto L'em- ploi de deux volants au lieu d'un évite la torsion du vilebrequin, ce qui contribue à la sécurité du fonctionnement.
Cette sécurité est accrue par le fait que la résultante aérodynamique R exercée sur l'aile conforme à l'invention passe par l'axe d'oscillation 4 de l'aile. Avant l'incorpora- tion de cette caractéristique à l'aile (caractéristique d) ci-dessus), c'est-à-dire dans le cas des systèmes à ailes battantes antérieurs, le déport de la ligne d'action de la résultante R par rapport à l'axe d'oscil- lation de l'aile consommait de l'énergie, et les variations de grandeur de R devraient être compensées par des ressorts en caoutchouc ou en métal.
Comme de tels éléments sont lourds, cassent fréquennent, ne travaillent pas sans perte d'énergie et font du bruit, leur suppression est une ques- tion vitale dans l'avion à ailes battanteso
La flèche des ailes montrée à la figure 2 résulte de l'écarte- ment progressif du profil aérodynamique de base par rapport à l'axe longi- tudinal de l'avion, ce profil touchant, par son bord de fuite, le cylindre défini en a) ci-dessus (voir figure 4).
Les intrados de tous les profils aérodymamiques transversaux de l'aile sont des spirales qui partent de l'axe d'oscillation 4 et font un angle constant h avec la tangente au point correspondant du cylindre (ca- ractéristique c) précitée). De l'angle h dépend la grandeur de la résul- tante R produite pendant l'abaissement de l'allée La valeur de l'angle h doit être choisie entre 8 et 10 .
Par l'écartement progressif du profil aérodynamique de base, de l'avant vers l'arrière, par rapport à l'axe lon- gitudinal de l'avion, on obtient un bord d'attaque en flèche, faisant un àngle de 30 avec ledit axe longitudinal de l'aviono Et puisque les profils transversaux sont situés plus bas vers l'arrière qu'à l'avant (figure 3), l'aile se présente sous une incidence positive par rapport à la direction de volo L'angle d'incidence correspondant est désigné par a . Sa grandeur dépend de l'angle h et s'élève à 5 environo
Cette incidence positive ce est nécessaire pour accroître la force sustentatrice de l'aile et pour créer au bord d'attaque en flèche une forte dépression qui fournit une force latérale Y1.
La force Yl est assez grande pour influencer la direction de la résultante R et faire passer la ligne d'action de cette résultante par l'axe d'oscillation 40 La figure 1 montre, à droite et en haut, le diagramme des forces qui entrent en jeu.
La résultante R a pour composantes les forces Z1 et Y1. L'expé- rience montre que la force Y1 atteint en moyenne plus de deux fois la va- leur de la résistance qu'offre l'aile battante dans sa direction de vol plané exécuté par rapport au fuselage (direction V, voir figure 6). L'avan- tage d'une valeur . si élevée de la force Y1 consiste en ce que la vitesse latérale V4 de l'aile peut être réduite à la moitié de la vitesse de vol V1 de l'avion. L'exploitation optimum de la force Y1 se fait donc avec une vi- tesse de battement moitié moindre des ailes, ce qui permet d'alléger la construction du système bielle-manivelle.
Il reste à expliquer la raison pour laquelle la force Y1 atteint une grandeur double de la résistance à l'avancement. La force Y1 s'exerce au voisinage du bord d'attaque de l'aile, c'est à dire dans une région de celle-ci où la force sustentatrice est beaucoup plus grande que la résis-
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tance à l'avancement de l'aile. On sait de plus que sans la présence de la résistance à l'avancement de l'aile, une sustentation très élevée au bord d'attaque ne peut être crééeo On en conclut que, pour la même raison, la résistance de l'aile donne naissance à des forces latérales Y1 très élevées.
La valeur maximum possible de la force Y1 dépend aussi de l'état de l'écoulement du fluideo Le moindre décollement au bord d'attaque diminue la grandeur de la dépression dans cette zone et, de ce fait, la grandeur de la sustentation et de la force Y1. Ces observations ouvrent une nouvelle voie pour éviter les pertes d'énergie. On peut envisager la récupération de l'énergie emmagasinée par les grandes forces Y1 qui s'explique comme suit
La figure 1 montre, en haut et à droite, le diagramme des forces mises en jeu et, au-dessous, le diagramme des vitesses de l'aile. Ces dia- grammes sont écartés l'un de l'autre dans le sens vertical aux fins de clarté, mais il doit être entendu que la vitesse latérale V4 se rapporte à la force latérale Y1 et la vitesse verticale Y2 à la force verticale Z1.
La vitesse circonférentielle de l'aile est V3. résultante de V4 et de V2.
On voit sur la figure 1 que la force Y1 tend à faire tourner l'aile dans le sens des aiguilles d'une montre et à imposer à la composan- te Z1 une vitesse descendante V2. Le travail qui en résulte est Z1.V2.
Ce travail est égal à Y .V4 lorsque la résultante R passe par l'axe d'oscillation 40 Le battement de l'aile ne nécessite donc qu'une très petite for- ce additionnelleo
On peut prouver l'existance du travail Y1.V4 par des chiffres, en partant de la présence indiscutable de la force Z1. Admettons que l'on veuille mouvoir vers le bas les deux ailes qui portent le poids de l'avion et du pilote, soit au total 170 kgo La force Z1 doit atteindre à cet effet, pendant l'abaissement des ailes, 150 kg environ pour chaque aile. Si la vitesse 7- est estimée à 0,25 m/sec seulement, le travail à dépenser par seconde pour abaisser les deux ailes sera 2 x 150 x 0,25 = 75 kgm.
Cet exemple fait comprendre que seul le travail 2.Y1.V4, lorsqu'il atteint 75 kgm, permet au pilote d'abaisser les deux ailes avec une dépense d'éner- gie insignifiante.
L'abaissement des ailes peut être considéré comme équivalent à un vol plané vers 1 avant sous l'incidence i (figure 6). D'après la figu- re 6, la résistance de chaque aile s'annule quand la résultante R est per- pendiculaire à la direction de vol V1. La figure 6 montre une faible in- clinaison de R vers l'avant, qui crée la petite propulsion X1 destinée à compenser la petite résistance qui naît pendant la levée des aileso L'examen de la figure 6 prouve que le travail ZloV2 est égal à la somme des tra- vaux X1.V1 + X.V. L'invention applique cette loi capitale. Lorsque la force Y1 naît sur l'aile sans perte, sous l'influence de la traînée X (traînée dans la direction de vol plané V de l'aile), le travail dépensé X.V est égal au travail récupéré Y1.V4.
On trouve donc que Z1.V2 est aussi égal à X1.V1 + YloV4 et, comme X1 est en moyenne égal à zéro, on voit que Z1.V2
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est égal à Y1.V4 et égal à X.V. Les forces s'exerçant sur l'aile qui bat dans les trois dimensions sont alors en équilibreo Pendant le battement, le système de forces fournit donc du travail,flotte librement dans l'air et annule la traînée des ailes.
La sustentation sans traînée, obtenue grâce au battement de l'aile sans dépense notable d'énergie - le rêve d'Otto Lilienthal -, n est pas établie uniquement par des raisonnements théoriques. L'inventeur a effec- tivement construit l'aile ci-dessus décrite ainsi que son mécanisme de com- mande, et vérifié ses conclusions grâce à elle par des essais dans le vent naturel. L'expérience montre bien que la résultante R passe par l'axe d'oscillation 4, ce qui prouve l'exixtence de la force Y1. Une telle aile de quatre mètres carrés de surface étant exposée à un vent de 12 m/sec, on peut la faire osciller facilement d'un seul doigt pendant qu'elle produit la sustentation escomptée.
La figure 2 montre en plan un troisième diagramme de forces et de vitesses. On y voit la vitesse relative du vent, désignée par V5. Par- tant du rapport V4 V1 = 1/2, on trouve pour V5 un angle d'attaque oblique d'environ 33 par rapport à la normale au bord d'attaquée Cette valeur est celle qui correspond à la position moyenne de l'aile dans sa course bat- tante. En fait, l'angle en question est variable pendant le battement ; il atteint 60 aux points morts du système bielle-manivelle pendant un temps de l'ordre de 1/100e de secondée
L'équilibrage des masses des ailes s'obtient comme avec tout sys- tème bielle-manivelle par des volants, que représentent les poids 10.
De préférence, on donne à toutes les pièces radiales qui effectuent des rota- tions, c'est à dire aux bras du vilebrequin et aux bras 9 que terminent les masses 10, la forme d'hélices propulsives. Toutes les pièces animées d'un mouvement latéral, comme les bielles 8 et les mâts 3, sont pourvues de carénages à profils symétriques dont l'axe de symétrie est parallèle à l'axe d'oscillation, Le mouvement latéral de ces pièces fournit une pro- pulsion semblable à celle que donne la queue du poissono Le travail pro- pulsif à fournir par toutes les pièces tournantes ou pivotantes s'élève à 20-25 kgm, ceci par secondeo Ce travail est utilisé pour vaincre la ré- sistance à l'avancement du fuselage et des éléments externes de structure qui lui sont associés.
Les mâts 3 en mouvement ayant leur utilité aérody- namique, on peut augmenter avantageusement leur nombre ce qui renforce la rigidité de chacune des cellules.
L'avion de 170 kg de poids total consomme en vol horizontal 35kgm par seconde, puissance fournie soit par un moteur, soit par le pilote.-Cela est possible car le travail moteur de 35 kgm est largement supplémenté par le travail moteur de la force Y-, estimé plus haut à 75 kgm au minimum.
Dans le cas du vol dans des vents ascendants, même faibles, le travail mo- teur nécessaire au vol horizontal devient inférieur à 35 kgm, ou bien en fournissant le même travail de 35 kgm, on peut gagner de la hauteur. De mê- me, on peut utiliser les variations de vitesse du vent. L'espoir que le vol humain mécanique deviendra possible avec l'aide des faibles forces presque constamment disponibles dans l'atmosphère n'est donc plus chiméri- que.
La sécurité mécanique de l'appareil est élevée, du fait que le vilebrequin 7 n'a pas à être calculé pour transmettre de la force motrice aux ailes 1, mais simplement aux mâts 3 et aux hélices. La sûreté du vol est également assurée. Lorsque les ailes s'arrêtent de battre, l'avion s'en- gage de lui-même en avant pour effectuer un vol plané. La résistance à l'a-
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vancement des mâts 3 et des hélices 9-10, immobile pendant un tel vol, pro- duit un effet de freinage analogue à celui que l'on recherche sur les avions classiques avec les freins aérodynamiques. En perte de vitesse, les ailes en flèche retardent les décollements au bord d'attaque.
La stabilité latérale est automatiquement assurée grâce à la po- sition très basse du centre de gravité de l'avion. L'action du gouvernail de direction remplace le gauchissement des ailes. Un empennage en V inver- sé, tel que décrit dans le brevet allemand n 5430858 du 15 septembre 1930, augmente la stabilité latérale automatique.
REVENDICATIONS.
1) Avion comprenant une paire d'ailes en flèche pivotant autour d'axes d'oscillation situés à une certaine distance de son axe longitudinal, lesdites ailes étant agencées de manière telle que les quatre caractéristi- ques suivantes soient présentes en combinaison a) la surface externe de chaque aile constitue l'enveloppe d'un profil aérodynamique de base touchant, par son bord de fuite, la surface d'un cylindre imaginaire à section circulaire dont l'axe est confondu avec l'axe d'oscillation de 1 aile, ce profil s'écartant progressivement, de l'avant de l'aile vers l'arrière, de l'axe longitudinal de l'avion, de sor- te que l'aile s'en trouve gauchie ;
dans la vue en plan de l'appareil , l'écartement progressif du profil aérodynamique de base mentionné sous est tel que le bord d'at- taque. de chaque aile forme un angle de 30 environ avec l'axe longitudinal de l'avion, donnant ainsi à la voilure une flèche très prononcée ; c) les intrados de tous les profils aérodynamiques transversaux d'une aile sont des spirales ayant pour pôle l'axe d'oscillation de l'aile, de sorte que la tangente en chaque point d'un intrados forme avec la tan- gente au point correspondant du cylindre mentionné sous a) un angle d'atta- que positif, le point correspondant du cylindre se trouvant à l'intersec- tion de la surface dudit cylindre avec le rayon passant par le point considé- ré dudit intrados ;
d) la résultante aérodynamique exercée sur chaque aile pendant la phase d'abaissement de celle-ci passe par l'axe d'oscillation de l'aile.
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The invention relates to an airplane with rigid flapping wings arranged in an arrow on either side of the longitudinal axis of the airplane and oscillating about axes arranged at a certain distance below them. It is already known to mount flapping wings on oscillation axes arranged at a certain distance below them (German patent no. 6080521 of June 11, 1932 and French patent no. 8090701 of August 22, 1936). These earlier embodiments include wings which produce, by their beat, a very high propulsion, but at the cost of an expenditure of motive power of a few horses.
As a result, the structure of the large flapping wings and their control mechanism cannot withstand the engine force, given the compulsory lightness of the construction,
The present invention uses the old arrangement of the axes of oscillation, but the wings are established in such a way that their beating can be maintained by a very low force which does not fatigue the control mechanism of the airfoil. flapping, carried out under very economical conditions, a propulsive force obviously less than in the previous embodiments referred to above, but of high enough value however to overcome the drag of the wings.
For example, when the aerodynamic resultant on the wing during lowering is perpendicular to the direction of flight, the propulsive force obtained is rigorously equal to the drag. In this case, the work necessary to make the wings flap is provided by the forces generated on the wings even Se
This unexpected property of the wings according to the invention means that the use of a motor is not necessary either to move the airfoil in the direction of flight, or to move it laterally. This use, or that of human force, is only to be expected in order to overcome the resistance to the advancement of the fuselage and of the structural elements associated with it.
The quality of the swing wing in accordance with the invention is deduced from the tests carried out at the Grande Soufflerie at Chalais-Meudon with a rigid wing blown in oblique attack. Said tests show the existence of lateral forces which cancel each other out because they counterbalance each other on the arrow. The energy used to create these forces is therefore lost. Like the substituting force, these lateral forces arise under the influence of the wing's drag and at the cost of a reduction in the maximum possible lift. The energy that can thus be stored on a wing of good shape is as high as the energy required to overcome the drag.
We conclude that it will be possible to recover the energy invested in the drag, if we transform the potential energy available on the wing into kinetic energy o We can precisely use this potential energy to make the wing flap. , and the flapping can in turn be used to cancel the drag of the wing.
This process is applied by the bird, for example by the crane and migratory species of a simular species. It is also applied in a marine propeller with swinging blades, which, by its efficiency which amounts to nearly one hundred percent, proves the existence of the phenomenon.
The invention consists in arranging a pair of swept wings pivoting around axes of oscillation arranged at a certain distance from the longitudinal axis of the aircraft, so that the following four characteristics are present in combination :
a) the external surface of each wing constitutes the envelope of a basic aerodynamic profile touching, by its trailing edge, the surface of an imaginary cylinder with circular section whose axis coincides with the axis of oscillation wing, this profile gradually moving away, from
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the front of the wing towards the rear, of the longitudinal axis of the airplane, so that the wing is warped; in the plan view of the apparatus, the progressive separation of the basic airfoil mentioned under a) is such that the leading edge of each wing forms an angle of approximately 30 with the longitudinal axis of the wing. plane, thus giving the wing a very pronounced sag;
c) the intrados of all the transverse aerodynamic profiles of a wing are spirals having for pole the axis of oscillation of the wing, so that the tangent at each point of an intrados forms with the tangent at the corresponding point of the cylinder mentioned under a) a positive angle of attack, the corresponding point of the cylinder being at the intersection of the surface of said cylinder with the radius passing through the point considered of said lower surface; d) the aerodynamic resultant exerted on each wing during the lowering phase of the latter passes through the axis of oscillation of the wing
Each wing, in accordance with the characteristics @ to d) above, is connected by a connecting rod to a crankshaft.
This noted, the invention also consists in providing each end of said crankshaft with a propeller, the ends of said propellers comprising a mass of heavy material so as to form a flywheel. The propellers participate in the propulsion of the fuselage, like the masts carrying the wings which, by their lateral movements, generate a propulsion by an effect similar to that of the tail of fish.
The invention will be better understood from the following description of one of its embodiments, given by way of example, the description being given with reference to the accompanying drawings in which g
Figure 1 is a front elevational view of the aircraft;
Figure 2 is a plan view;
Figure 3 is a side view;
FIG. 4 is a diagram relating to the generation of a wing conforming to the invention by a basic aerodynamic profile;
FIG. 5 shows, in a section perpendicular to the longitudinal axis of the airplane, the displacement of the air produced by a wing during half a turn of the crankshaft;
Figure 6 shows, in a section parallel to the longi- tudinal axis of the airplane, the diagram of the forces brought into play and the corresponding speeds during the lowering of the wing.
The wings 1 are arranged in an arrow; the deflection of each wing relative to the plane of symmetry of the airplane or the direction of the axis of oscillation 4 of said wing is approximately 30. Each of the swinging wings 1 is arranged so as to be rigid in bending and in torsion, and together with its masts 3 and its axis of oscillation 4 constitutes a rigid cell. Said cells are articulated by their axes of oscillation 4 at the outer end of the profiled legs 50. The axes of oscillation 4 and the longitudinal axis of the aircraft are parallel. The legs 5 are fixed to the fuselage 2, of ovoid section.
They form with it a rigid frame by means of which the latter and its occupant, or occupants, are carried by the wings during flight.
Above the fuselage 2 are fixed the supports 6 which receive at their upper end, in appropriate bearings, the bearings
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of the crankshaft 7. The connecting rods 8, articulated on the crankshaft crankpins 7 and the flapping wings 1, provide the mechanical link between the fuselage and the airfoil. At each end of the crankshaft is fixed an arm 9 carrying at each of its ends a mass 10 which forms a flywheel. The use of two flywheels instead of one prevents twisting of the crankshaft, which contributes to operational safety.
This safety is increased by the fact that the aerodynamic resultant R exerted on the wing according to the invention passes through the axis of oscillation 4 of the wing. Prior to incorporating this feature into the wing (feature d) above), i.e. in the case of earlier flapping wing systems, the offset of the line of action of the resultant R with respect to the wing's axis of oscillation consumed energy, and variations in magnitude of R would have to be compensated for by rubber or metal springs.
As such elements are heavy, break frequently, do not work without loss of energy and make noise, their removal is a vital issue in the flapping wing airplane.
The deflection of the wings shown in FIG. 2 results from the progressive separation of the basic aerodynamic profile from the longitudinal axis of the airplane, this profile touching, by its trailing edge, the cylinder defined in a) above (see figure 4).
The intrados of all the transverse aerodymamic profiles of the wing are spirals which start from the axis of oscillation 4 and form a constant angle h with the tangent at the corresponding point of the cylinder (characteristic c) mentioned above). From the angle h depends the magnitude of the resultant R produced during the lowering of the aisle. The value of the angle h must be chosen between 8 and 10.
By the progressive separation of the basic aerodynamic profile, from the front to the rear, in relation to the longitudinal axis of the airplane, one obtains a leading edge in sweep, making an angle of 30 with said longitudinal axis of the aviono And since the transverse profiles are situated lower towards the rear than at the front (figure 3), the wing presents itself under a positive incidence with respect to the direction of flighto The angle corresponding incidence is designated by a. Its size depends on the angle h and amounts to about 5
This positive incidence is necessary to increase the lifting force of the wing and to create a strong depression at the leading edge of the swept back which provides a lateral force Y1.
The force Yl is large enough to influence the direction of the resultant R and make the line of action of this resultant pass through the axis of oscillation 40 Figure 1 shows, on the right and above, the diagram of the forces which enter stake.
The resultant R has for components the forces Z1 and Y1. Experience shows that the force Y1 reaches on average more than twice the value of the resistance offered by the flapping wing in its direction of gliding flight executed in relation to the fuselage (direction V, see figure 6). . The advantage of a value. so high the force Y1 is that the lateral speed V4 of the wing can be reduced to half of the flight speed V1 of the airplane. Optimum use of the force Y1 is therefore achieved with half the flapping speed of the wings, which makes it possible to lighten the construction of the connecting rod-crank system.
It remains to explain the reason why the force Y1 reaches a magnitude double of the resistance to advance. The force Y1 is exerted in the vicinity of the leading edge of the wing, that is to say in a region of the latter where the lifting force is much greater than the resistance.
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tance to the advance of the wing. We also know that without the presence of resistance to the advance of the wing, a very high lift at the leading edge cannot be created. It is concluded that, for the same reason, the resistance of the wing gives very high lateral forces Y1 arise.
The maximum possible value of the force Y1 also depends on the state of the flow of the fluid o The slightest separation at the leading edge decreases the magnitude of the depression in this zone and, therefore, the magnitude of the lift and the force Y1. These observations open a new way to avoid energy loss. We can consider the recovery of the energy stored by the great forces Y1 which is explained as follows
Figure 1 shows, above and to the right, the diagram of the forces involved and, below, the diagram of the wing speeds. These diagrams are spaced apart in the vertical direction for the sake of clarity, but it should be understood that the lateral speed V4 relates to the lateral force Y1 and the vertical speed Y2 to the vertical force Z1.
The circumferential speed of the wing is V3. resulting from V4 and V2.
It can be seen in FIG. 1 that the force Y1 tends to make the wing turn in the direction of clockwise and to impose on the component Z1 a descending speed V2. The resulting job is Z1.V2.
This work is equal to Y .V4 when the resultant R passes through the axis of oscillation 40 The flapping of the wing therefore requires only a very small additional force.
We can prove the existence of work Y1.V4 by numbers, starting from the indisputable presence of force Z1. Let us assume that we want to move the two wings which carry the weight of the airplane and the pilot downwards, i.e. a total of 170 kgo The force Z1 must reach for this purpose, during the lowering of the wings, approximately 150 kg for each wing. If the speed 7- is estimated at only 0.25 m / sec, the work to be expended per second to lower the two wings will be 2 x 150 x 0.25 = 75 kgm.
This example shows that only the work 2.Y1.V4, when it reaches 75 kgm, allows the pilot to lower the two wings with an insignificant expenditure of energy.
The lowering of the wings can be considered as equivalent to gliding forward 1 under angle of attack i (FIG. 6). According to figure 6, the resistance of each wing is canceled out when the resultant R is perpendicular to the direction of flight V1. Figure 6 shows a slight inclination of R forwards, which creates the small propulsion X1 intended to compensate for the small resistance which arises during the lifting of the wings o Examination of figure 6 proves that the ZloV2 work is equal to the sum of the jobs X1.V1 + XV The invention applies this capital law. When the force Y1 arises on the wing without loss, under the influence of the drag X (drag in the gliding direction V of the wing), the labor expended X.V is equal to the labor recovered Y1.V4.
We therefore find that Z1.V2 is also equal to X1.V1 + YloV4 and, as X1 is on average equal to zero, we see that Z1.V2
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is equal to Y1.V4 and equal to X.V. The forces exerted on the wing which beats in the three dimensions are then in equilibrium During the beating, the system of forces therefore provides work, floats freely in the air and cancels the drag of the wings.
The non-drag lift, obtained thanks to the flapping of the wing without noticeable expenditure of energy - the dream of Otto Lilienthal -, is not established only by theoretical reasoning. The inventor actually built the wing described above as well as its control mechanism, and verified his conclusions thanks to it by tests in the natural wind. Experience shows that the resultant R passes through the axis of oscillation 4, which proves the existence of the force Y1. Such a wing of four square meters in area being exposed to a wind of 12 m / sec, it can be easily oscillated with one finger while it produces the desired lift.
Figure 2 shows a plan of a third force and velocity diagram. It shows the relative wind speed, denoted by V5. Starting from the ratio V4 V1 = 1/2, we find for V5 an oblique angle of attack of about 33 compared to the normal to the leading edge This value is that which corresponds to the mean position of the wing in its beating race. In fact, the angle in question is variable during the beat; it reaches 60 at dead centers of the connecting rod-crank system for a time of the order of 1 / 100th of a second
The weight balancing of the wings is obtained as with any connecting rod-crank system by flywheels, represented by the weights 10.
Preferably, all the radial parts which perform rotations, that is to say the arms of the crankshaft and the arms 9 terminated by the masses 10, are given the form of propellants. All the parts animated by a lateral movement, like the connecting rods 8 and the masts 3, are provided with fairings with symmetrical profiles whose axis of symmetry is parallel to the axis of oscillation, The lateral movement of these parts provides a propulsion similar to that given by the tail of the fisho The propulsive work to be done by all the rotating or swiveling parts amounts to 20-25 kgm, this per secondo This work is used to overcome the resistance to l advancement of the fuselage and the external structural elements associated with it.
Since the moving masts 3 have their aerodynamic utility, their number can advantageously be increased, which reinforces the rigidity of each of the cells.
The plane of 170 kg of total weight consumes in horizontal flight 35 kgm per second, power supplied either by an engine or by the pilot. -This is possible because the engine work of 35 kgm is largely supplemented by the engine work of the force Y-, estimated above at 75 kgm minimum.
In the case of flight in upward winds, even weak, the engine work required for horizontal flight becomes less than 35 kgm, or by providing the same work of 35 kgm, height can be gained. Likewise, variations in wind speed can be used. The hope that mechanical human flight will become possible with the help of the weak forces almost constantly available in the atmosphere is no longer a pipe dream.
The mechanical safety of the device is high, due to the fact that the crankshaft 7 does not have to be calculated to transmit motive force to the wings 1, but simply to the masts 3 and to the propellers. Flight safety is also ensured. When the wings stop flapping, the airplane automatically sets itself forward to perform a glide. Resistance to a-
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advancement of the masts 3 and propellers 9-10, stationary during such a flight, produces a braking effect similar to that which is sought on conventional airplanes with aerodynamic brakes. Losing speed, the swept-back wings delayed take-offs at the leading edge.
Lateral stability is automatically ensured thanks to the very low position of the aircraft's center of gravity. The action of the rudder replaces the warping of the wings. A reverse V tail, as described in German Patent No. 5430858 dated September 15, 1930, increases automatic lateral stability.
CLAIMS.
1) Airplane comprising a pair of swept wings pivoting about axes of oscillation situated at a certain distance from its longitudinal axis, said wings being arranged in such a way that the following four characteristics are present in combination a) the outer surface of each wing constitutes the envelope of a basic aerodynamic profile touching, by its trailing edge, the surface of an imaginary cylinder with circular section whose axis coincides with the axis of oscillation of 1 wing , this profile gradually moving away, from the front of the wing to the rear, from the longitudinal axis of the airplane, so that the wing is warped;
in the plan view of the apparatus, the progressive separation of the basic airfoil mentioned under is such as the leading edge. of each wing forms an angle of approximately 30 with the longitudinal axis of the aircraft, thus giving the wing a very pronounced deflection; c) the intrados of all the transverse aerodynamic profiles of a wing are spirals having for pole the axis of oscillation of the wing, so that the tangent at each point of an intrados forms with the tangent at the corresponding point of the cylinder mentioned under a) a positive entry angle, the corresponding point of the cylinder being at the intersection of the surface of said cylinder with the radius passing through the considered point of said lower surface;
d) the aerodynamic resultant exerted on each wing during the phase of lowering the latter passes through the axis of oscillation of the wing.