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La présente invention se rapporte aux avions, terme qui, dans le présent mémoire et dans les revendications, s'applique aux appareils susceptibles de voler avec ou sans ailes.
La présente invention se rapporte plus particulièrement à des dispositifs pour faire varier la portance et commander les forces agissant sur un avion, par exemple sur une aile d'avion, et est particulièrement intéressante dans son application aux avions à ailes en flèche à bord effilé ou non de faible allongement, sans toutefois être limitée à ces avions.
Les caractéristiques de portance d'ailes droites conven. tionnelles ou légèrement en flèche, d'allongement normal, se confor- ment à la théorie classique linéaire de portance qui énonce que la
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portance est d rivée de l'écoulement d'air sur les deux surfaces de l'aile, spécialement la surface d'extrados, en particulier autour der bords d'attaque. Une autre caractéristique connue de l'écoule- .lent d'air autour des ailes conventionnelles est la présence d'une lame tourbillonnaire partant de l'extrémité et du bord de fuite de l'aile, qui commence à s'enrouler à hauteur et autour de l'extrémi- té même de l'aile.
De même,- dans le cas d'ailes de faible allonge- ment à bords d'attaque, fortement en flèche, l'écoulement d'air peut ne pas être collé au bord d'attaque, comme on le suppose coin- munément, mais en être séparé, formant ainsi des lames tourbillon- naires au-dessus de.la surface de l'aile.
La présence de.la lame tourbillonnaire roulée à l'extrémité de l'aile n'a pas été jusqu'à présent considérée comme importante, parce qu'il était.connu qu'elle n'apportait qu'une contribution limitée à la portance totale d'une aile typique de grand allongement et on pensait à l'origine qu'elle ne contribuait que pour une partie relativement faible à la portance d'une aile de faible allongement, bien qu'il soit connu que dans le cas d'ailes fortement en flèche de faible allongement, la portance obtenue dépasse souvent celle estimée simplement par la théorique .classique de la portance linéaire.
On a maintenant découvert que des changements des carac- téristiques aérodynamiques d'un avion peuvent être obtenues en modi- fiant la lame tourbillonnaire et, suivant la présente invention, un avion, comportant une surface contenant une ligne de séparation d'é- coulement d'air à hauteur de laquelle quand l'avion vole vers l'a- vant, part une lame tourbillonnaire, comprend dans la zone de la tige et le long de celle-ci, des lèvres définissant un ajutage en forme de fente, et un dispositif destiné à souffler un jet gazeux -par l'ajutage pour stimuler le départ de la lame tourbillonnaire.
Ainsi, un avion comportant un organe de portance aérody- namique ayant un bord, tel qu'un bord d'attaque ou une extrémité en flèche, duquel par une lame tourbillonnaire quand l'avion vole vers l'avant, peut comprendre à ce bord des lèvres définissant un ajuta-
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ge en forme de fente s'étendant le long du bord de l'organe.
Le jet peut être de l'air ou un autre fluide gazéux tel que les gaz d'échappement et peut être alimenté, par exemple, par le compresseur ou la turbine d'un groupe moteur turbo-compresseur de l'avion.
Le jet est avantageusement débité en lame mince par une ou plusieurs ouvertures en forme d'ajutages ou de fentes et peut être dirigé dans une direction désirée et s'étendre sur tout la longueur ou une partie du bord.
La puissance du jet peut varier sur la longueur du bord duquel il est débité: il peut être relativement fort ou faible dans certaines zones ou bien sa puissance peut varier uniformément d'une extrémité à l'autre du bord. A cette fin, la pression du jet peut être réglée, ou en vàriante, la section des ouvertures peut être ' variable de manière que la vitesse de débit reste constante tandis que la lame du jet est rendue plus mince, ou encore les ouvertures peuvent être de section fixe mais augmentant ou diminuant uniformé- ment d'une extrémité à l'autre de l'aile.
Les ouvertures peuvent être formées de manière que le jet soit courbé autour d'un axe parallèle à la direction d'écoulement du gaz immédiatement à la décharge de l'ajutage.
Pour augmenter la portance d'une aile, sans traînée ex- cessive, il est normalement désiràble que la force du jet augmente - uniformément vers l'arrière à partir de zéro au point de débit le plus en avant de manière à maintenir une lame tourbillonnaire conti- nue qui se roule en un seul corps, et à cette fin, dans le cas d'un jet débité d'un bord droit, une augmentation linéaire de la puis- sance du jetest désirable sur au moins la partie avant et principa- le du bord.
Dans le cas particulier d'un jet soufflé du bord d'atta- que droit d'une aile delta en flèche vers l'arrière,.l'étendue de la partie principale sur laquelle l'augmentation linéaire de puissance devrait avoir lieu, doit elle-même augmenter suivant l'augmentation de l'angle de flèche vers l'arrière du bord d'attaque, tendant ain-
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si à s'étendre sur l'entièreté du bord lorsque l'angle approche 90 et que l'allongement de l'aile tend vers zéro.
Dans le cas d'une aile en flèche de forme rectangulaire, le jet peut être débite par des ouvertures à l'extrémité de l'aile qui a en fait 90 de flèche. Dans les cas extrêmes, l'aile peut être de proportions négligeables par rapport au fuselage auquel elle est attachée, et dans le cas limite, l'aile peut ne pas exister, la por- tance étant acquise exclusivement par des jets déchargés par des ou- vertures de la surface du fuselage de .Manière à stirmler, agrandir et renforcer les tourbillons partant du fuselage, comme dans le cas d'une aile, suivant la présente invention.
Les ouvertures par lesquelles le jet est débité et la pression du jet doivent être telles que le jet s'écoule à distance de la surface de l'aile ou du fuselage de manière à éviter que le courant d'air ne colle le long de la ligne de séparation désirée de ce courant de la surface de l'aile, ceci étant essentiel pour assu- rer que la lame tourbillonaire soit stimulée, agrandie et renforcée par l'action du jet. L'ouverture devrait avoir un bord vif de maniè- re à assister l'écoulement du jet.
Les ouvertures peuvent être mobiles et, de plus, ou en variante, pour souffler d'une telle ouverture mobile située au bord d'attaque de l'aile ou à l'extrémité de celle-ci, ou près de ce bord ou de cette extrémité, où un changement de caractéristique de la lame tourbillonnaire doit être effectué, ce bord ou cette extré- mité peuvent être équipés d'un petit volet pivotant et d'une ouver- ture sur l'aile, le jet étant soufflé sous forme d'une mince la:ne initialement tangante à l'aile et en contact avec elle, à une vitesse suffisante pour passer au-dessus de l'aile et du volet, et ensuite au delà du volet toujours sous forme d'une mince lame, le volet étant réglable pour varier la direction du jet quittant son bord libre.
L'invention comprend également, en combinaison, l'action de souffler un jet d'un bord d'attaque ou d'une extrémité en flèche
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comme décrit ci-dessus et celle de souffler un jet en lame de.façon connue du bord de fuite. La combinaison peut être 'telle qu'une char- ge définie puisse être portée au bord de fuite, qui normalement ne peut porter de charge définie, ainsi qu'au bord d'attaque ou extré- mité.
Quant à la stabilité transversale d'un avion, il est à remarquer qu'en variant différentiellement la portance des ailes, on obtient une force de commande latérale variable.
L'invention sera maintenant décrite avec référence aux .dessins annexés dans lesquels les figures 1, 2 et'3 illustrent en perspective des ailes rectangulaires en plan et les figures la, 2a, 3a et 3b, représentent en perspective des ailes de forme.en flèche vers l'arrière ou ailes delta, des conditions aérodynamiques sembla-. bles étant obtenues dans toutes les figures numérotées de même.
Les figures 4.et 5 représentent en coupe la forme de tour billons à hauteur des lignes IV -.IV et V - V des figures 3a et 2 respectivement. -
Figure 6 montre en coupe la façon de diriger une lame à l'aide d'un volet articulé.
Les figures 7 et 8 représentent un modèle d'aile équipé ' 'suivant la présente invention.
Les figures 9,10 et 11 représentent les résultats typi- ques obtenus en tunnel d'essais avec le modèle des figures 7 et 8.
Les figures 12, 13, 14 et 15 illustrent schématiquement des détails d'un mode d'exécution de l'invention appliqué à un avion à ailes delta.
La figure 16 représente schématiquement une forme de fen- te dans le bord d'attaque d'une aile, et
La figure 17 illustre une façon de régler la puissance du jet.
Les figures 1 et la représentent schématiquement des ai- les conventionnelles 10, 10a, soumises à des conditions d'écoule- ment supposées normales, sans soufflage conforme à la présente in-
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vention. Dans le cas de la figure la, l'écoulement supposéest rare- rient possible en pratique. Les tourbillons d'extrémité ou de bord d'attaque en 11, 11a sont très'faibles et n'ont en substance pas de hauteur à l'extrémité ou au bord 'et partent vers l'arrière approyi- mativement en ligne avec 1-'extrémité,, une partie de l'air étant ame- née à s'écouler sur l'aile et étan partiellement entraînée par les tourbillons comme représenté par les flèches "A".
La lame tourbil- lonnaire de fuite est essentiellement plane près des ailes et pro- vient du bord de fuite uniquement.
Les figures 2 et 2a montrent les ailes 10, 10a, des fi- gures 1 et la dans des conditions dans lescluelles la séparation de l'écoulement le long de l'extrémité ou des bords d'attaque a lieu, mais toujours sans soufflage conforme à la présente invention. Dans ce cas, les tourbillons d'extrémité 12, 12a sont beaucoup plus grands que dans le cas des figures 1 et la et ont une hauteur positive dans la zone de l'extrémité ou du bord d'attaque, un plus grand volume d'air étant amené à s'écouler au-dessus des lames tourbillonnaires, comme indiqué par les flèches "B". donnant une portance supplémen- taire proportionnelle au travail additionnel fourni sur le grand volume d'air influencé en même temps par les tourbillons de l'aile et de l'extrémité ou bord d'attaque.
Les figures 3 et 3a montrent les ailes 10 et 10a des figures 1 et la dans lesquelles l'écoulement d'air à l'extraite ou bord d'attaque est influencé suivant la présente invention par une lame débitée dans le sens de l'envergure 13, 13a, augmentant considé rablement dans ce sens et dans le sens vertical vers le haut la puissance des lames tourbillonnaires 14 et 14a d'extrémité ou de bord d'attaque, ayant un effet analogue à l'augmentation de l'allon-- gement de l'aile et augmentant ainsi considérablement le travail effectué par l'aile sur l'air s'écoulant sur celle-ci et entraîné par les tourbillons agrandis (flèche "C") partant de l'extrémité de l'aile ou bord d'attaque, augmentant ainsi la portance totale de 1' aile.
Il est important de remarquer que lorsque l'allongement géomé-
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trique de l'aile diminuée l'importance des tourbillons d'extrémité augmente.
Figure 3b montre l'aile 10a de la figure 3a dans laquelle les lames tourbillonnaires sont déviées vers le bas par des jets ap- propriés dirigés vers le bas 13b, au moyen desquels des forces ascen' sionnelles élevées peuvent être obtenues, par exemple lors du décollage, même à faible vitesse, en plus de la contribution de la portance di- reéte par réaction des ajutages dirigés vers le bas par lesquels les jets sont débités.
Les changements de portance obtenus par soufflage à 1' extrémité comme représenté sur les figures 2 et 3, et au bord d'at- taque comme représenté sur les figures 2a, 3a et 3b, peuvent encore être variés en changeant la direction dans laquelle le.)et est souf flé. Dans la plupart des casune composante vers l'arrière de la di- rection du jet est désirable.
Figure 4 montre en coupe comment un jet en lame 15 souf- flé suivant la présente invention, dans le sens de l'envergure, à partir du bord d'attaque 16 d'une aile fortement en flèche vers 1' arrière stimule, élargit et renforce la forme et l'intensité du'tour- billon.17 au bord, comparé au tourbillon partant du bord sans souf- flage comme sur la figure 5.
Sur la figure 6, le bord d'attaque 18 de l'aile 19 com- prend un volet articulé 20 et des ajutages 21a, 21b formant partie des surfaces d'aile, le mince jet en lame étant dirigé par un des ajutages pour s'écouler en contact intime avec le volet sur celui-ci ce volet pouvant être déplacé pour changer la. direction dans laquel- le le jet en lame le quitte. Le dispositif servant à déplacer le vo- let comprend un arbre entraîné 22, pouvant tourner et des pignons coopérants 23 et 24/ le pignon 23 étant calé sur l'arbre 22 et le pignon 24 sur l'axe du volet 25.
La figure 7 est une vue en plan d'un modèle d'aile et la figure 8 une coupe horizontale en perspective représentant la dis- position générale des éléments de l'a.ile modèle, le modèle étant @
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plus précisément une demi-aile 30 montée sur une plaque réfléchis- sante 31, et comporant des bords d'attaque et de fuite parallèles
32, 33 respectivement, avec un angle de flèche de 50 vers l'arrière, et une extraite 34 en substance droite, le bord d'extrémité ayant une flèche effective moyenne de 90 . Le rapport épaisseur/corde de l'aile dans le sens de l'envergure est 0,077.
L'aile comprend une chambre creuse s'étendant dans le sens de l'envergure 35, à travers laquelle passent des conduits 36 pour l'air sous pression, reliée à une chambre de repos 37 faisant partie de l'extrémité de l'aile. Le reste de l'extrémité de l'aile est conformé de manière à présenter une surface uniforme continue.
La chambre de repos 37 comporte une fente rectiligne al- lant d'avant en arrière 38 au bord extérieur de très petite largeur par rapport aux dimensions de l'aile, par laquelle un jet en lame est débité. Dans le modèle représenté, la largeur de la fente est
0,005 pouce (0,0125 cm) et sa longueur 10,5 pouce (26,75 cm), s'éten- dant vers l'arrière depuis Il,7% jusqu'à 56, 4% de la corde de l'extré- mité. Une prise de pression 39 entre les conduits d'alimentation dans la chambre de repos 37 permet de mesurer la pression statique.
De nombreux tubes de pression de petit diamètre (non représentés) sont encastrés dans la surface de l'aile en différents points de 1' envergure et sortent à travers la plaque 31 (pour les empêcher d'in- @ terférer avec l'écoulement d'air près du modèle) et sont reliés à un manomètre pour comparaison avec la pression statique du tunnel, grêce à quoi la hauteur totale de la colonne de pression peut être enre- gistrée et comparée directement à la pression statique à la surface de l'aile.
Des essais ont été effectués dans un tunnel à vent de vitesse de 110 pieds/sec. (37 m/sec.) avec et sans soufflage par la fente d'extrémité 28, l'aile étant disposée à différents angles d'at- taque dans une gamme donnée à. partir de -6 jusqu'au delà de l'angle positif de perte de vitesse. On a fait varier la. pression de l'air débité par la fente, le maximum étant tel'que le coefficient de souf
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flage C m qui peut être exprimé comme C = M/1/2U2V/S était de l'ordre de 0,1 où M est l'écoulement massique total par la fente, V la vitesse du jet soufflé (en supposant un écoulement isentropique vers la pression de courant libre), p la densité libre du courant d'air (conditon de courant libre), U la vitesse de courant libre de l'air du tunnel, et S la surface de l'aile.
Sans soufflage C = 0.
Les résultats obtenus des essais au tunnel qui ne sont pas corrigés pour les interférences et les effets de tunnel peuvent être résumés comme suit :
TABLEAU I.
EMI9.1
<tb>
C <SEP> <SEP> =0 <SEP> C <SEP> <SEP> 0.138
<tb>
<tb> Coefficient <SEP> de <SEP> portance
<tb> maximum <SEP> . <SEP> CL <SEP> max. <SEP> 0. <SEP> 94 <SEP> 1. <SEP> 28
<tb>
EMI9.2
(dc L) 0.1 1.78 rad-1 2.12 rad7l 1 da=CL L .= 0,1 1.78 rad' 2,12 ra<
EMI9.3
<tb> Inclinaison <SEP> de <SEP> la <SEP> courbe
<tb> de <SEP> portance <SEP> (dCL)
<tb>
EMI9.4
de portance . .(da 7CL =0.7 2.29 ral i l 2.60rad'-
EMI9.5
<tb> -Incidence <SEP> géométrique <SEP> (a)CL <SEP> max. <SEP> 30.3 <SEP> 36.0
<tb>
<tb>
<tb>
<tb>
<tb> Centre <SEP> aérodynamique <SEP> (h)C. <SEP> = <SEP> 0 <SEP> .136 <SEP> .328
<tb>
<tb> mesuré <SEP> du <SEP> bord <SEP> d'at-
<tb>
<tb> taque <SEP> local <SEP> (h)CL <SEP> = <SEP> 0.7 <SEP> .314 <SEP> .
<SEP> 319
<tb>
<tb>
<tb>
<tb>
<tb> Coefficient <SEP> de <SEP> traînée <SEP> CDo <SEP> .190 <SEP> .180
<tb>
<tb> (L=0)
<tb>
L'augmentation de CL, le coefficient de portance, et la réduction dé traînée pour un CL donné, due à l'invention, sont re- présentées sur les figures 9 et 10, respectivement, qui sont des graphiques de CL - AX et CD.- CL2 (mesures équilibrées). La réduc- tion de traînée a une importance considéra.ble, particulièrement aux grands angles d'attaque où la réduction de traînée est la plus grana de.
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L'effet de l'invention sur le moment de tangage et le dé- place.ient du centre aérodynamique de l'aile est représenté sur la figure 11 qui est graphique de CM- CL (mesures équilibrées), les moments étant pris approximativement au 4 du point de la corde de la corde moyenne (C = 0,1 approximativement), d'où l'on voit pour C = 0, le centre aérodynamique de l'aile est bien en avant (h = 0,14). Quand l'angle dattaque est augmenté et CL approche 0,3, le centre aérodynamique est déplacé en aval, et à CL = 0,7, h = 0,31.
La forme de la courbe Cm; CL est caractéristique du faible allonge- ment de l'aile de type fortement en flèche et de forme rectangulaire en plan considérée.
Il est clair que, à C = 0,1 approximativement, le dé- placement du centre aérodynamique est beaucoup plus faible que pour l'aile sans soufflage par la fente d'extrémité. Le centre de pres- sion de l'aile avec soufflage est également plus en arrière que pour l'aile sans soufflage pour la plupart des valeurs de CL.
L'effet principal du soufflage d'une lame par la fente d'extrémité sur la répartition des pressions sur les surfaces de l'aile modèle est de produire des valeurs numériques plus grandes du coefficient de pression sur les surfaces d'extrados et d'intrados de l'aile à tous les angles d'attaque. La surface d'intrados de 1' aile est cependant moins affectée. En général, les lignes isobares sur la surface d'extrados de l'aile, dans le cas du soufflage, ten- dent à être légèrement plus droites et plus parallèles au bord d'at- taque de l'aile que dans le cas où il n'y a pas de soufflage.
Une autre particularité de l'aile modèle considérée est que pour des angles d'attaque jusqu'à 15 la répartition de portance suivant l'envergure est pratiquement constante, ce qui indique que la différence de pression est maintenue dans le jet en lame.
Il apparaît également que le jet en lame d'extrémité re- tarde la perte de vitesse d'extrémité en stimulant la formation de la lame tourbillonnaire d'extrémité en spirale et maintient la por- tance sur toute l'envergure pour une plus grande période. Il est
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intéressant de noter que l'augmentation de portace due à la. lame tourbillonnaire d'extrémité est maintenue même après perte de vi- tesse de l'aile.
Figure 12 est, une vue schématique en perspective d'un avion à aile delta comportant une fente continue à côtés parallèles 40 sur en substance toute la longueur du bord d'attaque en flèche 41 duquel une lame 42 est soufflée comme indiqué par les flèches D, conformément à l'invention.
Figure 13 est une vue schématique en plan d'une partie de l'avion de la figure 12 avec arrachement de la surface supérieure de l'aile. L'avion comprend deux groupes moteurs de propulsion turbo- compresseurs 43, 44 alimentés d'air par l'admission-45 et qui déchar gent leurs jets propulseurs par des tuyères 46 et 47.
La zone. du bord d'attaque de l'air représentée comprend deux collecteurs 48 et 49 dont 48 est relié par un conduit 50 et une valve 51 au compres- seur du groupe moteur, tandis que 49 est divisé en sept comparti- ments séparés 49a, b, c, d, e, f, g, chacun d'eux étant relié par un conduit d'admission 52 et une valve 53 au collecteur 48, et com- prend plusieurs échappements sous forme de tubes plats 54. Ces tubes 54 se-terminent dans les lèvres de la fente 40, la lèvre inférieure étant représentée en 55a. La figure 14 montre des détails d'une dis- position de l'appareil de la figure 13 dans laquelle la direction des tubes 54 peut être changée.
A cette fin chaque tube est relié de façon flexible par un joint étanche à l'air 56 au collecteur 49 et articulé sur un bras 57 déplaçable axialement par un mécanisme 58 en réponse aux signaux de commande.
Figure 15 est une vue en bout des tubes plats de la fi- gure 14 dans le sens de la flèche E, les lèvres de la fente étant indiquées en 55a et 55b.
En fonctionnement, de l'air sous pression est pris au compresseur du groupe moteur et envoyé aux collecteurs 48 et 49, puis vers le.3 tubes 54, l'effet de masse de l'écoulement de tous les tubes étant tel que l'air est soufflé sous forme d'une lase initiale
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ment plane. La direction de l'écoulement de l'air formant la lame d'air peut être changée en commandant le mécanisme 58 et la puis- sance du jet peut être variée d'une extrémité à l'autre de la fente en réglant les valves 53.
Revenant à la figure 13, l'aile représentée comprend également un dispositif permettant de souffler une lame d'air du bord de fuite de manière connue, le dispositif comprenant un autre collecteur 59 également relié par un conduit 60 et une valve 51 au compresseur du groupe moteur. Le collecteur fait partie du bord de fuite 62 et comporte une fente faisant face vers l'arrière et adja- cente au volet mobile 63 sur lequel une lame d'air soufflée par la fente faisant face vers l'arrière est déchargée de façon connue.
La figure 16 montre une fente 64 dans le bord d'attaque d'une aile, qui augmente uniformément de largeur à partir de la ré- gion avant F vers un point intermédiaire I et continue à largeur cons tante jusqu'au point le plus en arrière R. La partie entre F et,1 don ne ne substance une augmentation de puissance linéaire du jet, uni- forme de zéro au point F, en arrière jusqu'à un maximum au point I.
La figure 17 représente en coupe une variante de la fi- gure 6 dans laquelle des valves d'étranglement sous forme d'organes d'obturation de section segmentaire 65 pivotent et sont articulés sur des axes 66 en substance parallèles au bord des ajutages 21a et 21b, une transmission 67 faisant tourner les organes obturateurs pour varier la section des ajutages et par conséquent la puissance du jet.
On croit qu'en pourvoyant des ailes d'avion de lames d'air partant des bords d'attaque en flèche ou des extrémités con- formément à l'invention, on obtiendra: (1) une vitesse d'atterris- sage réduite de l'avion due à l'abaissement de la vitesse corres- pondant à la perte de vitesse, (2) la commande transversale de l' avion étant améliorée, spécialement aux faibles vitesses et (3), des valeurs relativement fortes du coefficient de portance sus les sont maintenues dans une large gamme de consitions don@@@, plus,
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dans certains CAS, une lame d'air suivant l'invention peut probable-
EMI13.1
>.,é,fit ' supplante en.tièrement les ailerons conventionnels et les sur- face? de commande mobiles,
ou dans le cas d'avions comportant des ailes de très faible allongement, ou avions "delta" sans plan de queue horizontal, pour augmenter le mouvement de tangage normalement faible de l'avion en variant la position du centre de pression et du centre aérodynamique de l'aile améliorant ainsi la stabilité lon- gitudinale.
On comprendra que le terme "aile en flèche" comprend les ailes en flèche vers l'arrière et les ailes en flèche vers l'avant et que l'invention peut s'appliquer aux pales de rotor d'hélicop- tères de façon semblable à son application à une voilure fixe d' avion.
REVENDICATIONS.
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1.- Avion ou autre appareil d'aviation comportant une surface contenant une ligne de séparation d'écoulement d'air de la- quelle part, en vol vers l'avant, une lame tourbillonnaire, et com- prenant dans la. zone de la ligne des lèvres s'étendant le long de celle-ci et définissant un ajutage en forme de fente, et un dispo tif pour souffler un jet de gaz par l'ajutage pour stimuler le dé- part de la lame tourbillonnaire.
2. - Avion ou autre appareil d'aviation comportant un or- gane de portance aérodynamique d'un bord duquel part, en vol vers l'avant.une lame tourbillonnaire, cet organe comprenant des lèvres définissant un ajutage en forme de fente s'étendant le long de ce bord et un dispositif pour souffler un jet de gaz par l'ajutage pour stimuler le départ de la laine tourbillonnaire.