Aérodyne dont la surface portante est constituée par une aile annulaire L'invention a pour objet un aérodyne dont la surface portante est constituée par une aile annu laire. Un tel aérodyne peut, par exemple, décoller et atterrir verticalement.
Cet aérodyne, dont l'aile est profilée dans le sens de l'écoulement de l'air à travers ladite aile et qui comporte un plan de symétrie vertical longitudi nal, est caractérisé en ce que les sections de l'aile par ce plan de- symétrie et par un plan quelconque, parallèle audit plan de symétrie, qui coupe cette aile dans sa région supérieure et dans sa région infé rieure, sont formées chacune par deux profils dont les lignes moyennes présentent au moins une partie concave, les parties concaves correspondantes des susdites lignes moyennes étant tournées dans le même sens.
Les dessins annexés représentent, schématique ment et à titre d'exemple, plusieurs formes d'exécu tion de l'aérodyne selon l'invention.
La fig. 1 de ces dessins représente de façon schématique, en coupe axiale, un aérodyne à aile annulaire.
La fig.2 montre, à plus grande échelle et en coupe axiale verticale, une partie de l'aile annu laire de cet aérodyne.
La fig. 3 représente, dans les mêmes conditions que la fig. 1, un aérodyne du même type établi selon la technique antérieure.
Les fig. 4 et 5 sont deux schémas illustrant, res pectivement par une vue en perspective et par une vue de face, à plus petite échelle, une méthode pour engendrer l'aile de l'aérodyne faisant l'objet de la fig. 1. Les fig. 6 et 7 illustrent, par deux vues sembla bles respectivement à celles des fig. 4 et 5, une autre méthode pour engendrer l'aile de l'aérodyne en question.
Les fig. 8 et 9 représentent, respectivement en coupe horizontale et en coupe transversale selon IX-IX de la fig. 8, une nacelle latérale portée par l'aile d'un aérodyne. Les fig. 10 et 11 représentent, respectivement en coupe horizontale selon X-X de la fig. 11 et en vue de côté, une autre nacelle latérale. Les fig. 12 à 14 représentent, respectivement en coupe horizontale selon XII-XII de la fig. 13, en vue de côté et en vue en bout, une autre nacelle latérale rapportée sur l'aile d'un aérodyne.
Les fig. 15 à 17, enfin, représentent, respecti vement en élévation, en coupe horizontale et en vue de face, un avion de transport à aile annulaire.
L'aérodyne montré schématiquement à la fig. 1 comprend d'une part, une aile 1 annulaire profilée dans le sens longitudinal et constituant la surface portante essentielle de. l'engin, la susdite aile présentant un plan vertical longitudinal de symétrie (le plan de la fig. 1 dans le cas envisagé) ;
d'autre part, une installation propulsive pouvant être constituée par au moins une hélice 2 (ou mieux encore par deux hélices contra- rotatives) logée dans l'espace délimité par l'aile 1 et entraînée par un moteur logé par exemple dans un fuselage central 3 qui peut servir en outre au logement de la charge à véhiculer ; et, d'autre part enfin, un système de gouvernes constitué, par exemple, par des volets 4 montés sur le bord de fuite de l'aile 1.
Le profilage de l'aile 1 est réalisé de telle façon que toute section de cette aile par un plan vertical parallèle à son plan de symétrie longitudinal vertical ou par ledit plan de symétrie soit formée respective ment dans la partie supérieure et dans la partie inférieure de l'aile, par d'eux profils Pl et P, dont les lignes moyennes Ll et L@ sont incurvées et tour nent toutes deux leur concavité dans le même sens, de préférence vers le bas comme il sera exposé ci-après.
On a supposé, dans l'exemple envisagé, qu'il s'agissait de profils à simple courbure, mais cette disposition s'appliquerait aussi bien à des profils à plusieurs. courbures, c'est-à-dire des profils présen tant un ou plusieurs points d'inflexion, les conca vités des parties correspondantes des lignes moyen nes des profils situés dans un même plan vertical parallèle au plan de symétrie vertical de l'aile étant encore tournées dans le même sens.
II y a lieu de noter qu'un profil à double cour bure est avantageux car il peut être déterminé de façon que l'aérodyne n'accuse pas de moment de tangage lorsque, en vol de croisière, son aile engen dre juste la portance contrebalançant le poids. On peut ainsi prévoir des gouvernes de traînée infé rieure à celles des gouvernes qui seraient néces saires dans le cas de profils à ligne moyenne droite ou à courbure simple. De ce fait, les mécanismes pour l'actionnement de ces gouvernes peuvent être moins puissants et plus simples.
Pour éviter toute ambiguïté au sujet de la défi nition de la ligne moyenne d'un profil, il con vient de rappeler que l'on désigne, par cette expres sion, le lieu géométrique des centres des cercles inscrits dans le susdit profil.
L'aile 7 présentera, de préférence, des profils laminaires (profils dont la section d'épaisseur maxi mum occupe une position relativement reculée). On a représenté à plus grande échelle, sur la fig. 2, le profil Pl à ligné moyenne incurvée Ll, profil dont le tracé géométrique est obtenu en partant d'un pro fil laminaire P;
, biconvexe symétrique, en incurvant vers le haut (par exemple en arc de cercle) la ligne moyenne rectiligne L@ de ce profil Po, et en dessi nant des cercles ayant leur centre sur la ligne moyenne incurvée Ll et ayant, en chaque point, un diamètre e égal à l'épaisseur locale correspon dante du profil Po, l'enveloppe de ces cercles for mant le profil incurvé Pl. II paraît opportun dès à présent de signaler l'avantage important que l'on obtient en incurvant les lignes moyennes des profils des parties supé rieure et inférieure d'une aile annulaire profilée dans le sens longitudinal.
Cet avantage réside dans le fait qu'une aile ainsi conformée engendre une portance sans qu'il soit nécessaire de lui faire prendre une incidence géométrique par rapport à la direction du déplace ment de l'aérodyne.
C'est ainsi que, dans le cas de l'aile à profils laminaires illustrée aux fig. 1 et 2, ladite aile engen drera une portance lorsque les cordes Lo de ses profils seront orientées sensiblement parallèlement à la direction du déplacement de l'aérodyne, ce qui ne serait évidemment pas le cas si les profils en question, au lieu d'être à lignes moyennes incurvées vers le haut, étaient des profils biconvexes symétri ques.
Pour mieux mettre en évidence cette consé quence, on a représenté en vol horizontal, respec tivement sur les fig. 1 et 3, un aérodyne établi comme décrit ci-dessus et un aérodyne du même genre établi suivant la technique antérieure, c'est- à-dire comportant une aile annulaire 1, engendrée .3 autour d'un axe x y. par rotation d'un profil P.
On voit que, suivant la technique antérieure (cas de la fig. 3) l'aérodyne se déplaçait dans une posi tion pour laquelle son axe longitudinal x y présen tait une incidence positive par rapport à la direc tion du déplacement, alors que, dans le cas d'un aérodyne tel que décrit ci-dessus, l'appareil se dé place dans une position pour laquelle son axe longi tudinal X Y est orienté sensiblement parallèlement à la direction du déplacement.
Il résulte de ce qui précède qu'une aile à pro fils incurvés établie comme il vient d'être dit pré sentera, en vol, une traînée moindre qu'une aile équivalente établie suivant la technique antérieure. Par un choix judicieux de l'incurvation de la ligne moyenne, la portance nécessaire pour le vol de croi sière horizontal sera obtenue dans le domaine de la polaire dans lequel les profils ont une couche lami naire bien établie, c'est-à-dire dans le domaine où les profils, dits laminaires , accusent une traînée de profil fortement réduite.
Cette réduction de la traînée se traduira, toutes choses égales par ailleurs, par un accroissement de la vitesse de l'aérodyne et, par suite, par une amélioration du rendement dudit aérodyne.
Le profilage de l'aile 1 peut, en outre, être établi de façon que ladite aile, tout en satisfaisant aux conditions de courbure de ses profils énoncées précédemment, ait une forme telle que toute sec tion de cette aile par un plan oblique passant par son axe longitudinal X Y soit formée, respective ment dans la moitié supérieure et dans la moitié inférieure de l'aile, par deux profils dont les lignes moyennes présentent des incurvations de même sens et d'autant moins accentuées que l'angle du plan contenant les susdits profils et du plan de symétrie vertical de l'aile est plus important.
A cet effet, on pourra faire en sorte que l'incur vation des lignes moyennes des profils situés dans des plans diamétraux aille en décroissant progres sivement depuis les profils situés dans le plan ver tical de symétrie pour s'annuler finalement pour les deux profils situés dans le plan diamétral horizon tal, les lignes moyennes de ces deux derniers profils étant donc rectilignes.
On aura alors intérêt à réaliser le profilage de l'aile 1 de façon telle que les profils déterminés dans ladite aile par des plans diamétraux présen tent une épaisseur relative importante (rapport de l'épaisseur à la corde pouvant aller jusqu'à 15 %), en sorte que l'on puisse adopter, pour le rayon de courbure R du bord d'attaque de l'aile, des valeurs supérieures à celles que l'on est obligé de prendre pour les ailes pour vol rapide à plus faible rapport d'épaisseur. De cette façon, on augmente la pous sée supplémentaire engendrée, au point fixe, par l'aile annulaire 1, poussée résultant de la dépression créée sur le bord d'attaque par les filets d'air aspirés à l'intérieur de la susdite aile par l'hélice 2.
L'aug mentation de la poussée au point fixe peut attein dre des valeurs de l'ordre de 20 % par rapport au cas où l'on adopterait, pour l'aile 1, des profils min ces pour vol à vitesse élevée. Cet avantage est par ticulièrement intéressant pour un aérodyne à décol lage vertical car il permet d'accroître, dans la même proportion, la charge au décollage et, par suite, d'améliorer le rendement de l'aérodyne.
On va indiquer maintenant, à titre d'exemple, deux façons de s'y prendre pour engendrer une aile annulaire 1 dont le profilage longitudinal satisfasse aux diverses dispositions explicitées précédemment.
Une première méthode, qu'illustrent les fig. 4 et 5, consiste à engendrer l'aile 1 par déplacement (de préférence par rotation), autour de l'axe longi tudinal X Y, d'un profil Pl à ligne moyenne Ll incurvée, ledit profil étant initialement situé dans le plan vertical A passant par l'axe X Y (avec sa con cavité tournée vers le bas) et maintenue, tout au long de son déplacement, dans des plans, tels que Al, parallèles au susdit plan vertical A.
Cette façon de procéder donne à l'aile 1 une épaisseur maximum dans le plan vertical de symé trie A et s'amincissant progressivement de part et d'autre du susdit plan pour présenter une épaisseur minimum dans le plan horizontal passant par l'axe X Y, comme clairement visible à la fig. 5.
On peut alors, pour donner aux parties latérales de l'aile 1 la résistance voulue, notamment au niveau du susdit plan horizontal, ou bien, comme montré sur la partie de gauche de la fig. 5, réunir les moitiés supérieure et inférieure de l'aile 1 par un dispositif de renforcement à charnière 5, ou bien, comme montré sur la partie de droite de la fig. 5, s'écarter localement de la forme théorique des parties latérales de l'aile 1 en attribuant aux susdites parties une surépaisseur sur leur face interne, comme montré dans la zone hachurée 6.
Une autre méthode, dérivée de la précédente, est illustrée par les fig. 6 et 7. Cette méthode, qui présente l'avantage de permettre l'obtention d'une aile 1 dont les sections transversales sont d'épais seur constante sur tout le pourtour de l'aile, con siste à engendrer ladite aile par déplacement (de préférence par rotation), autour de l'axe X Y, d'un corps profilé 7 présentant des sections transversales circulaires et une ligne moyenne (ligne moyenne LI du profil situé dans le plan vertical de symétrie du corps) incurvée et pouvant éventuellement avoir un point d'inflexion vers, l'arrière.
On dispose alors le corps 7 de façon que le plan défini par la ligne moyenne Ll coïncide avec le plan vertical A passant par l'axe X Y, ladite ligne moyenne ayant sa concavité tournée vers le bas, et l'on déplace le susdit corps 7 autour du susdit axe X Y en maintenant le plan défini par la ligne moyenne incurvée Ll constamment parallèle au plan vertical A, comme montré pour le plan A1 qui cor respond à une position intermédiaire du corps 7.
On voit que toutes. les sections transversales d'une aile 1 ainsi engendrée seront des sections circulaires si le mouvement du corps 7 est un mou vement de rotation, ce qui facilite évidemment la réalisation matérielle de la susdite aile.
En ce qui concerne la ou les nacelles à prévoir pour abriter certaines au moins des diverses char ges que l'aérodyne doit véhiculer (d'autre charges pouvant être logées dans l'épaisseur de l'aile 1), on les établit de préférence sous forme de corps pro filés, de préférence à profils laminaires, offrant une résistance minimum à l'avancement, certaines des lignes moyennes des profils des susdits corps pou vant être incurvées pour tenir compte de l'incurva tion des profils de la région voisine de l'aile 1.
On aura alors intérêt, pour réduire au maximum les interactions entre ces nacelles et l'aile 1, à réunir lesdites nacelles à ladite aile par des bras profilés, de préférence à profils laminaires présentant leur épaisseur maximum dans une section fortement re culée, les susdits bras pouvant alors servir à abriter certains éléments ou charges de l'aérodyne (jambe de train d'atterrissage, armement dans le cas d'un appareil militaire, etc.).
On a représenté, sur les fig. 8 à 14, divers types de nacelles établies et raccordées à l'aile 1 en tenant compte de ce qui précède.
La fig. 8 montre une nacelle extérieure 8 située sur le côté de l'aile 1, c'est-à-dire au niveau où la section de ladite aile par un plan diamétral est for mée par deux profils à ligne moyenne rectiligne. Dans ces conditions, on adopte, pour la nacelle 8, un profilage tel que la ligne moyenne de son profil horizontal soit rectiligne et on la raccorde à l'aile 1 par un bras radial 9 à profil biconvexe symétrique, comme montré clairement par la coupe verticale de la fig. 9.
Suivant une variante, qu'illustrent les fig. 10 et 11, on conserve, pour la nacelle 8, un profil horizontal à ligne moyenne rectiligne (fig. 10), mais on fait en sorte que son profil vertical (fig. 11) pré sente une ligne moyenne incurvée vers le bas, les profils obliques présentant des incurvations moin dres et la susdite nacelle étant raccordée à l'aile 1 par un bras radial 9 biconvexe symétrique se pro longeant vers l'arrière par une partie 9a dont les sections horizontales présentent une extrémité de forme arrondie,
comme visible à la fig. 10.
Les fig. 12 à 14 représentent une nacelle 8 des tinée à être accolée latéralement à l'aile 1, ladite nacelle présentant des sections horizontales dont l'extrémité est arrondie et dont l'épaisseur est sen siblement constante. La partie avant effilée de cette nacelle est munie d'un bec latéral 10 à profil bicon vexe symétrique. Une nacelle ainsi agencée peut servir, par exemple, à loger une jambe du train d'atterrissage de l'aérodyne.
On va indiquer enfin, à titre d'exemple, une forme d'exécution constituant un avion de transport à aile annulaire.
On a représenté un tel avion en élévation, en coupe horizontale et en vue de face respectivement sur les fig. 15 à 17, sur lesquelles on retrouve l'aile 1 dont les profils ont une ligne moyenne incurvée, l'incurvation étant décroissante depuis le plan diamétral vertical (fig. 15) jusqu'au plan diamétral horizontal (fig. 16) pour lequel les profils sont à ligne moyenne rectiligne ; deux hélices contrarotatives situées dans la région de moindre section de l'espace déli mité par l'aile 1 ;
un fuselage central 3 à ligne moyenne (ligne moyenne de son profil vertical) incurvée tournant sa concavité vers le bas, ce fuse lage contenant le poste de pilotage et le pro pulseur de l'avion ; deux nacelles latérales 11, également à ligne moyenne incurvée dans le même sens que le fuselage 3, lesdites nacelles constituant des habitacles pour les passagers ; deux bras radiaux profilés 12 réunissant les nacelles 11 à l'aile 1, ces bras radiaux pré sentant des prolongements arrière à sections horizontales dont l'extrémité est arrondie, dans chacun desquels vient se loger une jambe du train d'atterrissage de l'avion ;
et deux saillies supérieure et inférieure 13 dont les sections verticales présentent une extré mité de forme arrondie et dans chacune des- quelles prennent place les deux autres jam bes du susdit train d'atterrissage.
Il y a lieu de noter, enfin, que le fuselage 3 est réuni à l'aile 1 par des bras radiaux 14 portant des gouvernes antiroulis 15.
Aerodyne whose airfoil is formed by an annular wing The subject of the invention is an aerodyne whose airfoil is constituted by an annular wing. Such an aerodyne can, for example, take off and land vertically.
This aerodyne, the wing of which is profiled in the direction of the air flow through said wing and which has a longitudinal vertical plane of symmetry, is characterized in that the sections of the wing by this plane of - symmetry and by any plane, parallel to said plane of symmetry, which intersects this wing in its upper region and in its lower region, are each formed by two profiles whose mean lines have at least one concave part, the corresponding concave parts said mean lines being turned in the same direction.
The accompanying drawings represent, schematically and by way of example, several embodiments of the aerodyne according to the invention.
Fig. 1 of these drawings shows schematically, in axial section, an aerodyne with an annular wing.
Fig. 2 shows, on a larger scale and in vertical axial section, part of the annular wing of this aerodyne.
Fig. 3 shows, under the same conditions as FIG. 1, an aerodyne of the same type established according to the prior art.
Figs. 4 and 5 are two diagrams illustrating, respectively by a perspective view and by a front view, on a smaller scale, a method for generating the wing of the aerodyne forming the subject of FIG. 1. Figs. 6 and 7 illustrate, with two views similar to those of FIGS. 4 and 5, another method of generating the wing of the aerodyne in question.
Figs. 8 and 9 show, respectively in horizontal section and in transverse section along IX-IX of FIG. 8, a side pod carried by the wing of an aerodyne. Figs. 10 and 11 represent, respectively in horizontal section along X-X of FIG. 11 and in side view, another side pod. Figs. 12 to 14 represent, respectively in horizontal section along XII-XII of FIG. 13, in side view and in end view, another lateral nacelle attached to the wing of an aerodyne.
Figs. 15 to 17, finally, show, respectively in elevation, in horizontal section and in front view, a transport aircraft with an annular wing.
The aerodyne shown schematically in fig. 1 comprises on the one hand, an annular wing 1 profiled in the longitudinal direction and constituting the essential bearing surface of. the machine, the aforesaid wing having a longitudinal vertical plane of symmetry (the plane of FIG. 1 in the case considered);
on the other hand, a propulsion installation which can be constituted by at least one propeller 2 (or better still by two counter-rotating propellers) housed in the space delimited by the wing 1 and driven by an engine housed for example in a fuselage central 3 which can also serve to accommodate the load to be transported; and, on the other hand finally, a control surface system consisting, for example, of flaps 4 mounted on the trailing edge of the wing 1.
The profiling of the wing 1 is carried out in such a way that any section of this wing by a vertical plane parallel to its vertical longitudinal plane of symmetry or by said plane of symmetry is formed respectively in the upper part and in the lower part of the wing, by their profiles P1 and P, the mean lines L1 and L @ of which are curved and both turn their concavity in the same direction, preferably downwards as will be explained below.
It was assumed, in the example considered, that these were profiles with a single curvature, but this arrangement would apply equally well to profiles with several. curvatures, that is to say profiles having one or more points of inflection, the conca vities of the corresponding parts of the mean lines of the profiles situated in the same vertical plane parallel to the vertical plane of symmetry of the wing being still turned in the same direction.
It should be noted that a double curvature profile is advantageous because it can be determined so that the aerodyne does not show a pitch moment when, in cruising flight, its wing is just generating lift counterbalancing the weight. It is thus possible to provide control surfaces of lower drag than those of the control surfaces which would be necessary in the case of profiles with a straight mean line or with a simple curvature. As a result, the mechanisms for actuating these control surfaces can be less powerful and simpler.
To avoid any ambiguity about the definition of the mean line of a profile, it should be recalled that we designate, by this expression, the geometrical locus of the centers of the circles inscribed in the aforesaid profile.
The wing 7 will preferably have laminar profiles (profiles whose section of maximum thickness occupies a relatively remote position). It has been shown on a larger scale, in FIG. 2, the profile P1 with a curved mean line L1, the profile of which the geometric outline is obtained starting from a laminar profile P;
, symmetrical biconvex, by curving upwards (for example in an arc) the rectilinear mean line L @ of this profile Po, and by drawing circles having their center on the curved mean line L1 and having, at each point, a diameter e equal to the corresponding local thickness of the profile Po, the envelope of these circles forming the curved profile Pl. It now seems opportune to point out the important advantage which is obtained by curving the mean lines profiles of the upper and lower parts of an annular wing profiled in the longitudinal direction.
This advantage lies in the fact that a wing thus shaped generates lift without it being necessary for it to assume a geometric incidence with respect to the direction of movement of the aerodyne.
Thus, in the case of the wing with laminar profiles illustrated in FIGS. 1 and 2, said wing will generate lift when the Lo chords of its profiles will be oriented substantially parallel to the direction of movement of the aerodyne, which would obviously not be the case if the profiles in question, instead of being with mean lines curving upwards, were symmetrical biconvex profiles.
To better demonstrate this consequence, a horizontal flight has been shown, respectively in FIGS. 1 and 3, an aerodyne established as described above and an aerodyne of the same type established according to the prior art, that is to say comprising an annular wing 1, generated .3 around an axis x y. by rotating a profile P.
It can be seen that, according to the prior art (case of FIG. 3) the aerodyne was moving in a position for which its longitudinal axis xy had a positive incidence with respect to the direction of the movement, whereas, in the In the case of an aerodyne as described above, the apparatus moves into a position for which its longitudinal axis XY is oriented substantially parallel to the direction of movement.
It follows from the foregoing that a wing with curved pro son established as has just been said will present, in flight, less drag than an equivalent wing established according to the prior art. By a judicious choice of the curvature of the mean line, the lift necessary for the horizontal cruising flight will be obtained in the polar domain in which the profiles have a well established lamina layer, i.e. in the field where the so-called laminar profiles show a greatly reduced profile drag.
This reduction in drag will result, all other things being equal, in an increase in the speed of the aerodyne and, consequently, in an improvement in the efficiency of said aerodyne.
The profiling of the wing 1 can, moreover, be established so that said wing, while satisfying the conditions of curvature of its profiles set out above, has a shape such that any section of this wing by an oblique plane passing through its longitudinal axis XY is formed, respectively in the upper half and in the lower half of the wing, by two profiles, the mean lines of which present curvatures in the same direction and all the less accentuated than the angle of the plane containing the the aforementioned profiles and the vertical plane of symmetry of the wing is more important.
To this end, it will be possible to ensure that the curvature of the mean lines of the profiles situated in diametric planes decreases progressively from the profiles situated in the vertical plane of symmetry to finally cancel each other out for the two profiles situated in the horizontal diametral plane, the mean lines of these last two profiles are therefore rectilinear.
It will then be advantageous to carry out the profiling of the wing 1 in such a way that the profiles determined in said wing by diametric planes present a significant relative thickness (ratio of the thickness to the chord being able to go up to 15%) , so that one can adopt, for the radius of curvature R of the leading edge of the wing, values greater than those which one is obliged to take for the wings for rapid flight at lower ratio d 'thickness. In this way, we increase the additional thrust generated, at the fixed point, by the annular wing 1, thrust resulting from the depression created on the leading edge by the air streams sucked inside the aforesaid wing. by propeller 2.
The increase in thrust at the fixed point can reach values of the order of 20% compared to the case where one adopts, for wing 1, minimal profiles for flight at high speed. This advantage is particularly advantageous for a vertical take-off aerodyne because it makes it possible to increase, in the same proportion, the take-off load and, consequently, to improve the efficiency of the aerodyne.
We will now indicate, by way of example, two ways of going about generating an annular wing 1, the longitudinal profiling of which satisfies the various arrangements explained above.
A first method, illustrated in fig. 4 and 5, consists in generating the wing 1 by displacement (preferably by rotation), around the longitudinal axis XY, of a profile P1 with a curved mean line L1, said profile being initially located in the vertical plane A passing through the XY axis (with its con cavity facing downwards) and maintained, throughout its movement, in planes, such as Al, parallel to the aforesaid vertical plane A.
This way of proceeding gives the wing 1 a maximum thickness in the vertical plane of symmetry A and gradually thinning on either side of the aforesaid plane to have a minimum thickness in the horizontal plane passing through the XY axis , as clearly visible in fig. 5.
It is then possible, in order to give the lateral parts of the wing 1 the desired resistance, in particular at the aforesaid horizontal plane, or else, as shown on the left part of FIG. 5, join the upper and lower halves of the wing 1 by a hinged reinforcement device 5, or else, as shown on the right part of fig. 5, locally deviate from the theoretical shape of the lateral parts of the wing 1 by giving the aforementioned parts an extra thickness on their internal face, as shown in the hatched area 6.
Another method, derived from the previous one, is illustrated by FIGS. 6 and 7. This method, which has the advantage of making it possible to obtain a wing 1 whose transverse sections are of constant thickness over the entire circumference of the wing, consists in generating said wing by displacement ( preferably by rotation), around the XY axis, of a profiled body 7 having circular cross-sections and a curved mean line (mean line LI of the profile located in the vertical plane of symmetry of the body) and possibly having a point of inflection to the rear.
The body 7 is then arranged so that the plane defined by the mean line Ll coincides with the vertical plane A passing through the XY axis, said mean line having its concavity turned downwards, and the aforesaid body 7 is moved. around the aforesaid axis XY while maintaining the plane defined by the curved mean line L1 constantly parallel to the vertical plane A, as shown for the plane A1 which corresponds to an intermediate position of the body 7.
We see that all. the cross sections of a wing 1 thus generated will be circular sections if the movement of the body 7 is a rotational movement, which obviously facilitates the material realization of the aforesaid wing.
With regard to the nacelle (s) to be provided to house at least some of the various loads that the aerodyne must carry (other loads that can be accommodated in the thickness of the wing 1), they are preferably established under form of profiled bodies, preferably with laminar profiles, offering minimum resistance to advancement, some of the mean lines of the profiles of the aforesaid bodies being able to be curved to take account of the curvature of the profiles of the region adjacent to the wing 1.
It will then be advantageous, in order to reduce the interactions between these nacelles and the wing 1 as much as possible, to join said nacelles to said wing by profiled arms, preferably with laminar profiles having their maximum thickness in a strongly connected section, the aforesaid arm which can then be used to house certain elements or loads of the aerodyne (landing gear strut, armament in the case of a military aircraft, etc.).
There is shown in FIGS. 8 to 14, various types of nacelles established and connected to wing 1 taking into account the above.
Fig. 8 shows an outer nacelle 8 located on the side of the wing 1, that is to say at the level where the section of said wing by a diametral plane is formed by two profiles with a rectilinear mean line. Under these conditions, we adopt, for the nacelle 8, a profiling such that the mean line of its horizontal profile is rectilinear and it is connected to the wing 1 by a radial arm 9 with a symmetrical biconvex profile, as clearly shown by the section. vertical in fig. 9.
According to a variant, illustrated in FIGS. 10 and 11, we keep, for the nacelle 8, a horizontal profile with a rectilinear mean line (fig. 10), but we make sure that its vertical profile (fig. 11) presents a mean line curved downwards, the oblique profiles having less curvatures and the aforesaid nacelle being connected to the wing 1 by a symmetrical biconvex radial arm 9 extending towards the rear by a part 9a whose horizontal sections have a rounded end,
as visible in fig. 10.
Figs. 12 to 14 show a nacelle 8 of the tines to be attached laterally to the wing 1, said nacelle having horizontal sections, the end of which is rounded and the thickness of which is substantially constant. The tapered front part of this nacelle is provided with a side spout 10 with a symmetrical bicon vex profile. A nacelle thus arranged can be used, for example, to house a leg of the landing gear of the aerodyne.
Finally, we will indicate, by way of example, an embodiment constituting a transport aircraft with an annular wing.
Such an airplane has been shown in elevation, in horizontal section and in front view respectively in FIGS. 15 to 17, on which we find the wing 1 whose profiles have a curved mean line, the curvature decreasing from the vertical diametral plane (fig. 15) to the horizontal diametral plane (fig. 16) for which the profiles are medium straight; two contra-rotating propellers located in the region of smallest section of the space delimited by the wing 1;
a central fuselage 3 with a mean line (mean line of its vertical profile) curved turning its concavity downwards, this fuse lage containing the cockpit and the propeller of the airplane; two side nacelles 11, also with a mean line curved in the same direction as the fuselage 3, said nacelles constituting passenger compartments; two profiled radial arms 12 joining the nacelles 11 to the wing 1, these radial arms having rear extensions with horizontal sections, the end of which is rounded, in each of which a leg of the landing gear of the aircraft is housed ;
and two upper and lower projections 13, the vertical sections of which have an end of rounded shape and in each of which the other two legs of the aforesaid landing gear take place.
Finally, it should be noted that the fuselage 3 is joined to the wing 1 by radial arms 14 carrying anti-roll control surfaces 15.