EP0971840A1 - Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif - Google Patents

Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif

Info

Publication number
EP0971840A1
EP0971840A1 EP98920565A EP98920565A EP0971840A1 EP 0971840 A1 EP0971840 A1 EP 0971840A1 EP 98920565 A EP98920565 A EP 98920565A EP 98920565 A EP98920565 A EP 98920565A EP 0971840 A1 EP0971840 A1 EP 0971840A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wing
servo
control
tab
movements
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP98920565A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Pierre Mignet
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Publication of EP0971840A1 publication Critical patent/EP0971840A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/08—Aircraft not otherwise provided for having multiple wings

Definitions

  • the present invention relates to a device for controlling the control surfaces of an aircraft of the type with two wings offset horizontally and vertically, called slit effect.
  • the present invention also relates to the aircraft equipped with this device.
  • French patent application FR-A-757,605 discloses an aircraft lift balancer.
  • FIG. 6 shows schematically the characteristics of this balancer.
  • the aircraft comprises a fuselage 1, with an engine 2 and a propeller 3 at the front while the rear is fitted with a rudder 4.
  • On the fuselage there is a front wing 5 and a rear wing 6.
  • the rear wing is offset in the horizontal plane towards the rear but also in the vertical plane towards the bottom.
  • the front wing 5 is movable around an axis 7 perpendicular to the direction of advance and it is controlled by a mechanical system 8 such as a set of rods and a handle, to vary the angle of incidence of this front wing 5.
  • This wing is called "living wing”.
  • the mechanical system 8 makes it possible to control the front wing, when the handle is maneuvered in the front / rear plane, but also the rudder when the handle is maneuvered laterally.
  • the rear wing 6 is fixed in incidence in the simplest version, defining a slot 9, through which an air flow passes. On the embodiment shown it has been shown that in the case where the wing is movable in incidence, an independent control mechanism is provided.
  • this aircraft is devoid of tail depth control surfaces.
  • the variations of the engine speed are controlled by hand by a lever (not shown).
  • a first arrangement provides for controlling the incidence of the front wing and the rudder with the same handle. When the stick is pushed or pulled, the aircraft descends or climbs and when the stick is moved to the right or to the left, the aircraft turns to the right or left.
  • the left wing travels a greater distance and therefore goes faster so that it tends to climb while the right wing goes slower and tends lose altitude, the aircraft tilts to the right and turns.
  • the rudder is controlled by foot pedals, while the stick controls the front and rear incidence of the front wing and on the right and left sides, the differential tilt fins.
  • the combination of these movements is provided by mounting the handle on a suitable articulation.
  • the forces for controlling the wing are much greater than the forces for differential control of the ailerons, the surface of which is very small compared to the front wing. This command is also not homogeneous.
  • the present invention provides a device for controlling the living wing which makes it possible to achieve a homogeneous control of the control surfaces of the aircraft which is equipped with it, whether it is of simple design or with ailerons.
  • This device is very simple, highly reliable and low cost.
  • this device makes it possible to reach extreme positions allowing specific maneuvers of the aircraft, as will be explained in the detailed description which follows.
  • control device for control surfaces of an aircraft comprising a fuselage, an engine and a propeller, a rudder, as well as a front wing pivotally mounted around an axis passing substantially through the maximum lift line and a fixed rear wing, means for controlling the movable elements, is characterized in that it comprises at least one servo-tab arranged on the trailing edge of the front wing, and at least one control making it possible to maneuver at least the servo-tab upwards or downwards so as to modify the incidence of the front wing by rotation about its pivot axis.
  • the command for operating the servo-tab also makes it possible to operate the rudder in a combined manner.
  • control is a handle whose front / rear movements correspond to movements of the servo-tab downwards and upwards and the right and left movements correspond to pivotings of the rudder towards the right or left.
  • At least one servo-tab arranged on the trailing edge of the front wing, two right and left fins, arranged on the trailing edge of the rear wing, so as to ensure a certain warping of this rear wing, and at least one command making it possible to maneuver at least the servo-tab upwards or downwards so as to modify the incidence of the front wing by rotation about its pivot axis.
  • Either a handle is provided whose front / rear movements correspond to movements of the servo-tab downwards and upwards and whose right and left movements correspond to symmetrical differential pivoting of the ailerons, as well as a foot system of the type with two spreaders to control the rudder, i.e. a handle whose front / rear movements correspond to movements of the servo-table down and up and whose right and left movements correspond to pivoting of the control surface steering, as well as a foot system of the type with two spreaders to control the differential movements of the ailerons.
  • two right and left servo-tabs / ailerons are provided, arranged on the trailing edge of the front wing, and at least one command making it possible to maneuver these two servo-tabs / fins up or towards bottom, simultaneously or differentially, symmetrically or relative, so as to modify the incidence of the front wing by rotation about its pivot axis and to ensure a warping effect.
  • the rudder is controlled by a foot system of the type with two spreaders.
  • the device comprises complementary mechanical control means making it possible to force the incidences of the front wing into extreme positions, beyond the operating capabilities of the servo-tab.
  • Another subject of the invention is the aircraft equipped with one of these control surfaces.
  • FIG. 1 a side elevation view of an aircraft arranged according to the invention
  • FIG. 2 a front view of the same aircraft as that of FIG. 1,
  • FIG. 3 a top view of a first embodiment of the control device according to the invention
  • FIG. 3A a view of the control means of the device of FIG. 3,
  • FIG. 3B a view of the movements of the front wing as a function of the movements of the control means
  • FIG. 4 a top view of a second embodiment of the control device according to the invention
  • FIG. 4A a view of the control means of the device of FIG. 4,
  • FIG. 4B a view of the movements of the front wing and the ailerons of the rear wing as a function of the movements of the control means
  • FIG. 5 a top view of a third embodiment of the control device according to the invention
  • FIG. 5A a view of the control means of the device of FIG. 5,
  • FIG. 5B a view of the movements of the front wing as a function of the movements of the control means
  • FIG. 6, a view of an aircraft of the prior art comprising two offset wings with the effect of slitting.
  • FIGS. 1 and 2 an aircraft is shown comprising a fuselage 1 0, an engine 1 2 and a propeller 1 4, equipped with a landing gear 1 6.
  • the wings are two in number, a front wing 1 8 movable about an axis 20 and a rear wing 22, fixed in incidence.
  • the axis 20 passes substantially through the maximum lift line.
  • the rear wing 22 is offset rearward and downward relative to the front wing as in the prior art so as to obtain the effect of particular circulation of the air streams through the slot 24.
  • the rudder 26 At the tail of the aircraft, there is the rudder 26, arranged in a known manner, pivoting about an axis 28, substantially vertical.
  • the front wing 1 8 is equipped with a servo-tab 30, disposed on the trailing edge of said wing in the central part.
  • This servo-tab has a relatively small surface. It is movable around an axis 32, up or down, relative to the wing which also is movable around the axis 20, remember.
  • This servo-tab is controlled by any known suitable means, the simplest being by a double cable or even by a simple push / pull type cable, sold commercially in particular under the trade mark TELEFLEX.
  • the rudder is also controlled by cable.
  • control means 34 comprise a single handle 36 which is articulated to allow combined movements in all directions.
  • the handle 36 is movable in the front / rear plane along the double arrow 38. This displacement corresponds to the movement of the servo-tab 30 around the axis 32.
  • the handle 36 is movable laterally along the double arrow 40. This movement corresponds to the movement of the rudder to the right or to the left.
  • FIG. 3B in addition to FIGS. 3 and 3A, the movements of the different elements can be understood.
  • the servo-tab pivots and causes the modification of the incidence of the front wing which carries it, under the leverage effect generated by the air flow on the servo -tab relative to the pivot axis 20 of the wing.
  • the handle is pushed forward the servo-tab lowers, which brings up the wing on the back, the aircraft descends and when the handle is pulled back, the servo-tab goes up which lowers the back of the wing, the aircraft goes up.
  • the wing When stopped, the wing is inclined at the rear, resting on the top of the fuselage or on an adapted bracket not provided for in this embodiment.
  • an extreme position of the handle 36 is noted in the front / rear plane, corresponding to the arrows 42.
  • This additional control means is not necessary, but, as an improvement, it increases the piloting possibilities and allows an optimization of the flight capacities and performance of the aircraft which is equipped with it.
  • the incidence control of the entire wing by the single servo-tab makes it possible to obtain this homogeneous control by reducing the values of the forces necessary for the maneuver of the wing to values close to those of the forces necessary for the control of the rear control surface.
  • FIGS. 4, 4A and 4B proposes to have ailerons 46G and 46D on the rear wing 22, pivotally mounted about an axis 48. This induces means for controlling these ailerons which are operated in a differential manner, that is to say one downward when the other is upward, symmetrically.
  • the handle 36 is provided in this case for controlling, in the same way as previously the servo-tab of the front wing 1 8, in the front / rear plane along the double arrow 38 with a possibility of two extreme positions according to the two arrows 42.
  • the movements along the double arrow 40 make it possible to control the fins 46G and 46D to cause the aircraft to tilt around the roll axis.
  • the orientations of the rear control surface are represented by the double arrow 54 in FIG. 4 and in FIG. 4A.
  • the front wing 18 is equipped with two servo-tab / aileron 56G and 56D while the rear wing is fixed and has no movable element.
  • the control means comprise, identically to the second embodiment, a handle 36 and a foot control 50 with two spreaders 52G and 52D for the operation of the rudder 26 as previously according to the double arrow 54.
  • the handle 36 controls in an identical manner to that of the preceding embodiments, the two servo-tab / aileron 56G and 56D simultaneously in the same direction downwards or upwards, which produces the same effects on the front wing 1 8, when the handle is maneuvered in the front / rear plane corresponding to the double arrow 38.
  • the servo-tab / fin move in a differential manner to allow warping of the wing.
  • control on the handle 36 is homogeneous and allows fine and pleasant piloting.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

L'objet de l'invention est un dispositif de commande de gouvernes d'un aéronef comprenant un fuselage (10), un moteur (12) et une hélice (14), une gouverne de direction (26), ainsi qu'une aile avant (18) montée pivotante autour d'un axe (20) passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière (22) fixe, des moyens de commande des éléments mobiles, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un servo-tab agencé sur le bord de fuite de l'aile avant (18), et au moins une commande permettant de manoeuvrer au moins le servo-lab vers le haut ou vers le bas en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant (18) par rotation autour de son axe (20) de pivotement.

Description

DISPOSITIF DE COMMANDE DE GOUVERNES D'UN AERONEF ET AERONEF EQUIPE DE CE DISPOSITIF
La présente invention concerne un dispositif de commande de gouvernes d'un aéronef du type à deux ailes décalées horizontalement et verticalement, dits à effet de fente.
La présente invention a aussi pour objet l'aéronef équipé de ce dispositif.
On connaît par la demande de brevet français FR-A-757 605 un équilibreur sustentateur d'aéronef.
Cet équilibreur est d'une remarquable efficacité et confère à l'aéronef des qualités de vol tout à fait remarquables comme cela va être expliqué pour mieux comprendre la présente invention qui en est un perfectionnement très important.
On se reporte à la figure 6 qui montre de façon schématique les caractéristiques de cet équilibreur.
L'aéronef comprend un fuselage 1 , avec un moteur 2 et une hélice 3 à l'avant tandis que l'arrière est équipée d'une gouverne de direction 4. Sur le fuselage, au-dessus, il est prévu une aile avant 5 et une aile arrière 6. L'aile arrière est décalée dans le plan horizontal vers l'arrière mais aussi dans le plan vertical vers le bas.
L'aile avant 5 est mobile autour d'un axe 7 perpendiculaire à la direction d'avancement et elle est commandée par un système mécanique 8 tel qu'un jeu de biellettes et un manche, pour faire varier l'angle d'incidence de cette aile avant 5. Cette aile est dite "aile vivante" . Le système mécanique 8 permet de commander l'aile avant, lorsque le manche est manoeuvré dans le plan avant/arrière mais également la gouverne de direction lorsque le manche est manoeuvré latéralement.
L'aile arrière 6 est fixe en incidence dans la version la plus simple, définissant une fente 9, à travers laquelle passe un flux d'air. Sur le mode de réalisation représenté on a montré que dans le cas où l'aile est mobile en incidence, un mécanisme de commande indépendant est prévu.
On note que cet aéronef est dénué de gouvernes de profondeur de queue. De façon connue, les variations du régime moteur sont commandées à la main par un levier (non représenté) .
Cet agencement est très intéressant car il interdit le décrochage de l'aéronef par sa conception même. En effet, comme cela est décrit en détail dans la demande de brevet précitée, l'aile arrière assure dans toutes les circonstances un plaquage de la veine d'air sur l'extrados de l'aile avant, en régime laminaire ce qui maintient l'effet sustentateur. Quant à l'aile avant, par l'effet de fente entre l'intrados de l'aile avant et l'extrados de l'aile arrière, il y a aussi un effet de synergie qui conduit à maintenir le flux d'air en régime laminaire sur l'extrados de l'aile arrière. Un premier agencement prévoit de commander l'incidence de l'aile avant et la gouverne de direction avec le même manche. Lorsque le manche est poussé ou tiré, l'aéronef descend ou monte et lorsque le manche est déplacé vers la droite ou vers la gauche, l'aéronef tourne à droite ou à gauche.
En effet, par exemple lorsque l'avion tourne à droite, l'aile gauche parcourt une distance plus grande et va de ce fait plus vite si bien qu'elle a tendance à monter tandis que l'aile droite va moins vite et a tendance perdre de l'altitude, l'aéronef s'incline sur la droite et tourne.
Bien entendu, il est possible de combiner les deux mouvements et le manche est articulé sur rotule pour que le pilote puisse monter ou descendre et tourner simultanément. Il se trouve que pour le confort de pilotage les efforts sur le manche doivent être identiques dans les différentes directions, ce qui est connu dans le domaine du pilotage, comme une commande "homogène" .
Ceci n'est pas le cas dans le mode de réalisation simple indiqué ci-avant puisque les efforts sur l'aile avant sont beaucoup plus importants que sur la gouverne de direction, en rapport des surfaces.
Le même problème se pose lorsque l'aéronef est muni, en plus des deux ailes et de la gouverne de direction, d'ailerons, portés par l'aile avant ou par l'aile arrière, dont le pilotage différentiel assure un gauchissement de l'aile qui les porte et facilite les virages et surtout l'inclinaison de l'avion dans la direction de déplacement, autour de l'axe de roulis, notamment pour les atterrissages avec un fort vent de travers.
Dans ce cas, la gouverne de direction est commandée par des palonniers au pied, tandis que le manche commande sur l'avant et sur l'arrière l'incidence de l'aile avant et sur les côtés droit et gauche, l'inclinaison différentielle des ailerons. Bien entendu, la combinaison de ces mouvements est prévue par un montage du manche sur une articulation adaptée.
Les efforts pour la commande de l'aile sont beaucoup plus importants que les efforts de commande différentielle des ailerons dont la surface est très réduite par rapport à l'aile avant. Cette commande n'est pas non plus homogène.
La présente invention propose un dispositif de commande de l'aile vivante qui permet de réaliser une commande homogène des gouvernes de l'aéronef qui en est équipé, qu'il soit de conception simple ou avec des ailerons. Ce dispositif est d'une grande simplicité, d'une grande fiabilité et d'un coût réduit. En outre, ce dispositif permet d'atteindre des positions extrêmes autorisant des manoeuvres particulières de l'aéronef, comme il sera expliqué dans la description détaillée qui va suivre.
A cet effet, le dispositif de commande de gouvernes selon l'invention d'un aéronef comprenant un fuselage, un moteur et une hélice, une gouverne de direction, ainsi qu'une aile avant montée pivotante autour d'un axe passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière fixe, des moyens de commande des éléments mobiles, se caractérise en ce qu'il comprend au moins un servo-tab agencé sur le bord de fuite de l'aile avant, et au moins une commande permettant de manoeuvrer au moins le servo-tab vers le haut ou vers le bas en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant par rotation autour de son axe de pivotement.
Plus particulièrement, la commande permettant de manoeuvrer le servo- tab permet aussi de manoeuvrer de façon combinée la gouverne de direction.
Selon un mode de réalisation simple, la commande est un manche dont les mouvements avant/arrière correspondent à des mouvements du servo-tab vers le bas et vers le haut et les mouvements droit et gauche correspondent à des pivotements de la gouverne de direction vers la droite ou vers la gauche.
Selon une variante de réalisation, il est prévu au moins un servo-tab agencé sur le bord de fuite de l'aile avant, deux ailerons droit et gauche, disposés sur le bord de fuite de l'aile arrière, en sorte d'assurer un certain gauchissement de cette aile arrière, et au moins une commande permettant de manoeuvrer au moins le servo-tab vers le haut ou vers le bas en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant par rotation autour de son axe de pivotement.
Soit il est prévu un manche dont les mouvements avant/arrière correspondent à des mouvements du servo-tab vers le bas et vers le haut et dont les mouvements droit et gauche correspondent à des pivotements différentiels symétriques des ailerons, ainsi qu'un système à pied du type à deux palonniers pour commander la gouverne de direction, soit un manche dont les mouvements avant/arrière correspondent à des mouvements du servo- tab vers le bas et vers le haut et dont les mouvements droit et gauche correspondent à des pivotements de la gouverne de direction, ainsi qu'un système à pied du type à deux palonniers pour commander les mouvements différentiels des ailerons.
Selon une autre variante, il est prévu deux servo-tab/aiierons droit et gauche, agencés sur le bord de fuite de l'aile avant, et au moins une commande permettant de manoeuvrer ces deux servo-tab/ailerons vers le haut ou vers le bas, simultanément ou de façon différentielle, symétrique ou relative, en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant par rotation autour de son axe de pivotement et d'assurer un effet de gauchissement.
Dans ce dernier cas, la gouverne de direction est commandée par un système à pied du type à deux palonniers. Selon un perfectionnement, le dispositif comprend des moyens de commande mécaniques complémentaires permettant de forcer les incidences de l'aile avant dans des positions extrêmes, au-delà des capacités d'agissements du servo-tab.
L'invention a aussi pour objet l'aéronef équipé de l'un de ces dispositifs de commande de gouvernes.
L'invention est maintenant décrite, selon un mode de réalisation particulier accompagné de variantes, en regard des dessins annexés qui représentent :
. figure 1 , une vue en élévation latérale d'un aéronef agencé selon l'invention, figure 2, une vue de face du même aéronef que celui de la figure 1 , . figure 3, une vue de dessus d'un premier mode de réalisation du dispositif de commande selon l'invention, figure 3A, une vue des moyens de commande du dispositif de la figure 3,
. figure 3B, une vue des mouvements de l'aile avant en fonction des mouvements des moyens de commande, figure 4, une vue de dessus d'un deuxième mode de réalisation du dispositif de commande selon l'invention, . figure 4A, une vue des moyens de commande du dispositif de la figure 4, . figure 4B, une vue des mouvements de l'aile avant et des ailerons de l'aile arrière en fonction des mouvements des moyens de commande figure 5, une vue de dessus d'un troisième mode de réalisation du dispositif de commande selon l'invention, figure 5A, une vue des moyens de commande du dispositif de la figure 5, figure 5B, une vue des mouvements de l'aile avant en fonction des mouvements des moyens de commande, et figure 6, une vue d'un aéronef de l'art antérieur comprenant deux ailes décalées avec effet de fente. Sur les figures 1 et 2, on a représenté un aéronef comprenant un fuselage 1 0, un moteur 1 2 et une hélice 1 4, équipé d'un train d'atterrissage 1 6.
Les ailes sont au nombre de deux, une aile avant 1 8 mobile autour d'un axe 20 et une aile arrière 22, fixe en incidence. L'axe 20 passe sensiblement par la ligne de portance maximale.
L'aile arrière 22 est décalée en arrière et vers le bas par rapport à l'aile avant comme dans l'art antérieur en sorte d'obtenir l'effet de circulation particulière des veines d'air à travers la fente 24.
A la queue de l'aéronef, on trouve la gouverne de direction 26, agencée de façon connue, pivotante autour d'un axe 28, sensiblement vertical.
Suivant un premier mode de réalisation, représenté sur la figure 3, l'aile avant 1 8 est équipée d'un servo-tab 30, disposé sur le bord de fuite de ladite aile en partie centrale. Ce servo-tab a une surface relativement réduite. Il est mobile autour d'un axe 32, vers le haut ou vers le bas, par rapport à l'aile qui elle aussi est mobile autour de l'axe 20, rappelons le.
Ce servo-tab est commandé par tout moyen adapté connu, le plus simple étant par un double câble ou encore par un simple câble de type poussé/tiré, vendu dans le commerce notamment sous la marque commerciale TELEFLEX. La gouverne de direction est également commandée par câble.
Sur la figure 3A, les moyens de commande 34 comprennent un manche unique 36 qui est articulé pour permettre les mouvements combinés dans toutes les directions.
D'une part, le manche 36 est mobile dans le plan avant/arrière suivant la double flèche 38. Ce déplacement correspond au mouvement du servo-tab 30 autour de l'axe 32. D'autre part, le manche 36 est mobile latéralement suivant la double flèche 40. Ce déplacement correspond au mouvement de la gouverne de direction vers la droite ou vers la gauche.
Sur la figure 3B en plus des figures 3 et 3A, on peut appréhender les mouvements des différents éléments.
Lorsque le pilote actionne le manche suivant la double flèche 40, la gouverne de direction 26 pivote dans le même sens, comme montré par les traits discontinus de la figure 3.
Lorsque le pilote actionne le manche suivant la double flèche 38, le servo-tab pivote et entraîne la modification de l'incidence de l'aile avant qui le porte, sous l'effet de levier engendré par le flux d'air sur le servo-tab par rapport à l'axe de pivotement 20 de l'aile. Lorsque le manche est poussé vers l'avant le servo-tab s'abaisse, ce qui fait remonter l'aile sur l'arrière, l'aéronef descend et lorsque le manche est tiré vers l'arrière, le servo-tab remonte ce qui fait baisser l'arrière de l'aile, l'aéronef monte.
Il est bien entendu que ceci est valable lorsque l'aéronef a pris un peu de vitesse pour que le flux d'air soit suffisant.
A l'arrêt, l'aile est inclinée sur l'arrière, en appui sur le haut du fuselage ou sur une potence adaptée non prévue dans le présent mode de réalisation. On note sur la figure 3A, une position extrême du manche 36, dans le plan avant/arrière, correspondant aux flèches 42.
Ces positions extrêmes, correspondant à une forte incidence de l'aile, ne peuvent être atteintes au moyen du servo-tab surtout lorsque ses effets sont faibles, à très basse vitesse par exemple. Or il peut être intéressant de pouvoir cabrer l'aile au maximum en sorte de réaliser par exemple une descente dite parachutale, sans danger puisque l'agencement à effet de fente interdit tout décrochage.
Dans ce cas, il faut une commande mécanique complémentaire pour forcer l'aile. Une telle commande est bien connue puisque c'est celle qui équipait les avions de l'art antérieur, voir figure 6.
On retrouve ainsi sur la figure 1 , une tringlerie 44 qui permet de commander l'aile en position extrême, en relais du servo-tab. Cette tringlerie est neutre et inaccessible lors des phases de vol normales et elle ne peut être manoeuvrée qu'en position extrême du manche.
Ce moyen de commande supplémentaire n'est pas nécessaire mais, en tant que perfectionnement, il augmente les possibilités de pilotage et permet une optimisation des capacités et des performances de vol de l'aéronef qui en est équipé.
On dispose alors d'une commande homogène dans les phases de vol normal puisque le servo-tab et la gouverne de direction demandent sensiblement les mêmes efforts, si bien que le manche des moyens de commande peut être manoeuvré dans toutes les directions par le pilote sans qu'il ressente de point dur ou de passage difficile dans une zone ou dans une autre.
La commande d'incidence de l'ensemble de l'aile par le seul servo-tab permet d'obtenir cette commande homogène en ramenant les valeurs des efforts nécessaires à la manoeuvre de l'aile à des valeurs proches de celles des efforts nécessaires pour la commande de la gouverne arrière.
On sait aussi que les avions qui sont équipés comme dans le mode de réalisation précédent sont délicats à piloter lorsque le vent de travers dépasse certaines limites car il ne dispose pas d'ailerons qui permettent de garder l'avion dans l'axe de déplacement tout en assurant son inclinaison autour de l'axe longitudinal dit de roulis, pour compenser l'effet du vent latéral.
Le deuxième mode de réalisation représenté sur les figures 4, 4A et 4B propose de disposer des ailerons 46G et 46D sur l'aile arrière 22, montés pivotants autour d'un axe 48. Ceci induit des moyens de commande de ces ailerons qui sont manoeuvres de façon différentielle, c'est à dire l'un vers le bas quand l'autre est vers le haut, de façon symétrique.
Aussi le manche 36 est prévu dans ce cas pour commander, de la même façon que précédemment le servo-tab de l'aile avant 1 8, dans le plan avant/arrière suivant la double flèche 38 avec une possibilité de deux positions extrêmes suivant les deux flèches 42. Par contre, les mouvements suivant la double flèche 40 permettent de commander les ailerons 46G et 46D pour provoquer l'inclinaison de l'aéronef autour de l'axe de roulis.
Il reste à commander la gouverne de direction, ce qui est fait grâce à une commande 50 aux pieds, sous la forme de deux palonniers 52G et 52D.
Les orientations de la gouverne arrière sont représentées par la double flèche 54 sur la figure 4 et la figure 4A.
Sur la figure 4B, on voit les effets engendrés sur les différents éléments. En ce qui concerne l'aile avant, les effets sont identiques à ceux décrits avec le premier mode de réalisation.
Sur l'aile arrière, par exemple, on constate que l'aile est gauchie par la montée de l'aileron gauche 46G et la descente de l'aileron droit 46D, ce qui provoque l'inclinaison sur la gauche de l'avion par rapport à l'axe de roulis.
Ceci permet de nouveau d'obtenir une commande homogène puisque le manche 36 doit manoeuvrer des surfaces avec des efforts sensiblement identiques, ceux engendrés par les ailerons et le servo-tab. En effet, par leurs positions et par les débattements différents entre les uns et les autres, on a des efforts équilibrés.
Un tel agencement est particulièrement satisfaisant puisqu'il permet un atterrissage même par fort vent de travers, tout en conservant tous les avantages précédemment énumérés.
Il est aussi possible dans ce mode de réalisation d'inverser les commandes en manoeuvrant par exemple l'aile avant et la direction avec le manche tandis que le système aux pieds permet de commander les ailerons. Dans la variante de la figure 5, on a regroupé les éléments mobiles c'est à dire que le servo-tab 30 et les ailerons 46G et 46D sont communs.
En effet, l'aile avant 18 est équipée de deux servo-tab/aileron 56G et 56D tandis que l'aile arrière est fixe et ne comporte aucun élément mobile.
Les moyens de commande comprennent de façon identique au deuxième mode de réalisation un manche 36 et une commande aux pieds 50 avec deux palonniers 52G et 52D pour la manoeuvre de la gouverne de direction 26 comme précédemment suivant la double flèche 54. Le manche 36 commande de façon identique à celle des modes de réalisation précédents, les deux servo-tab/aileron 56G et 56D simultanément dans le même sens vers le bas ou vers le haut, ce qui produit les mêmes effets sur l'aile avant 1 8, lorsque le manche est manoeuvré dans le plan avant/arrière correspondant à la double flèche 38.
Lorsque le manche est manoeuvré latéralement suivant la double flèche 40, les servo-tab/aileron se déplacent de façon différentielle pour permettre le gauchissement de l'aile.
Ces mouvements peuvent être combinés, ce qui donne les résultats de la figure 5B, à savoir un gauchissement de l'aile à droite ou à gauche lorsque l'aile avant est en position haute ou basse.
De nouveau, la commande au manche 36 est homogène et permet un pilotage fin et agréable.
On peut aussi en variante du premier mode de réalisation de la figure 3, prévoir le servo-tab en deux parties au lieu d'une seule comme montré.
Tous les modes de réalisation sont parfaitement applicables à l'aviation ultralégère et il est possible de prévoir des axes de repliement des ailes avant et/ou arrière sur elles-mêmes avec des verrouillages en position ouverte, pour diminuer l'encombrement. De plus, la description qui vient d'être faite, l'a été en regard d'un avion de tourisme pour simplifier les figures mais les mêmes éléments peuvent être agencés de façon identique sur des aéronefs de plus grandes dimensions sans pour cela sortir du cadre de la présente invention. Les commandes à câbles sont bien sûr avantageusement remplacées par des commandes électriques ou hydrauliques pour pallier les problèmes d'efforts engendrés par les dimensions.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 . Dispositif de commande de gouvernes d'un aéronef comprenant un fuselage (10), un moteur (1 2) et une hélice (14), une gouverne de direction (26), ainsi qu'une aile avant (1 8) montée pivotante autour d'un axe (20) passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière (22) fixe, des moyens de commande (34,50) des éléments mobiles, caractérisé en ce qu'il comprend :
- au moins un servo-tab (30) agencé sur le bord de fuite de l'aile avant (1 8), et
- au moins une commande (34) permettant de manoeuvrer au moins le servo-tab (30) vers le haut ou vers le bas en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant (1 8) par rotation autour de son axe (20) de pivotement.
2. Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la commande (34) permettant de manoeuvrer le servo-tab (30) permet aussi de manoeuvrer de façon combinée la gouverne de direction (26) .
3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que la commande est un manche (36) dont les mouvements avant/arrière (38) correspondent à des mouvements du servo-tab (30) vers le bas et vers le haut et les mouvements droit et gauche (40) correspondent à des pivotements de la gouverne de direction vers la droite ou vers la gauche.
4. Dispositif de commande de gouvernes d'un aéronef comprenant un fuselage (1 0), un moteur (1 2) et une hélice (1 4), une gouverne de direction (26), ainsi qu'une aile avant (1 8) montée pivotante autour d'un axe (20) passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière (22) fixe, des moyens de commande (34,50) des éléments mobiles, caractérisé en ce qu'il comprend:
- au moins un servo-tab (30) agencé sur le bord de fuite de l'aile avant ( 1 8), - deux ailerons droit et gauche (46G et 46D), disposés sur le bord de fuite de l'aile arrière (22), en sorte d'assurer un certain gauchissement de cette aile arrière, et
- au moins une commande (34,50) permettant de manoeuvrer au moins le servo-tab (30) vers le haut ou vers le bas en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant par rotation autour de son axe de pivotement.
5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend un manche (36) dont les mouvements avant/arrière (38) correspondent à des mouvements du servo-tab (30) vers le bas et vers le haut et dont les mouvements droit et gauche (40) correspondent à des pivotements différentiels symétriques des ailerons (46G et 46D), ainsi qu'un système à commande aux pieds (50) du type à deux palonniers (52G et 52D) pour commander la gouverne de direction (26) .
6. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend un manche (36) dont les mouvements avant/arrière (38) correspondent à des mouvements du servo-tab (30) vers le bas et vers le haut et dont les mouvements droit et gauche (40) correspondent à des pivotements de la gouverne de direction( 26), ainsi qu'un système à commande aux pieds (50) du type à deux palonniers (52G et 52D) pour commander les mouvements différentiels des ailerons (56G et 56D).
7. Dispositif de commande de gouvernes d'un aéronef comprenant un fuselage (1 0), un moteur (1 2) et une hélice (1 4), une gouverne de direction (26), ainsi qu'une aile avant (1 8) montée pivotante autour d'un axe (20) passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière (22) fixe, des moyens de commande (34,50) des éléments mobiles, caractérisé en ce qu'il comprend :
- deux servo-tab/aileron droit et gauche (56G et 56D), agencés sur le bord de fuite de l'aile avant (1 8), et - au moins une commande (34) permettant de manoeuvrer ces deux servo-tab/ailerons vers le haut ou vers le bas, simultanément ou de façon différentielle, symétrique ou relative, en sorte de modifier l'incidence de l'aile avant (1 8) par rotation autour de son axe (20) de pivotement et d'assurer un effet de gauchissement.
8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que la gouverne de direction (26) est commandée par un système à pied (50) du type à deux palonniers (52G et 52D) .
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de commande mécaniques complémentaires permettant de forcer les incidences de l'aile avant (1 8) dans des positions extrêmes (42), au-delà des capacités d'agissements du servo-tab (30).
1 0. Aéronef comprenant un fuselage (1 0), un moteur (1 2) et une hélice (14), une gouverne de direction (26), ainsi qu'une aile avant (1 8) montée pivotante autour d'un axe (20) passant sensiblement par la ligne de portance maximale et une aile arrière (22) fixe, des moyens de commande (36,50) des éléments mobiles, caractérisé en ce qu'il est équipé du dispositif de commande de gouvernes selon l'une quelconque des revendications précédentes.
EP98920565A 1997-04-04 1998-04-03 Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif Withdrawn EP0971840A1 (fr)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9704361A FR2761658B1 (fr) 1997-04-04 1997-04-04 Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif
FR9704361 1997-04-04
PCT/FR1998/000680 WO1998045172A1 (fr) 1997-04-04 1998-04-03 Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP0971840A1 true EP0971840A1 (fr) 2000-01-19

Family

ID=9505701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP98920565A Withdrawn EP0971840A1 (fr) 1997-04-04 1998-04-03 Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP0971840A1 (fr)
AU (1) AU7338198A (fr)
FR (1) FR2761658B1 (fr)
WO (1) WO1998045172A1 (fr)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2959208B1 (fr) 2010-04-22 2012-05-25 Eurl Jmdtheque Engin gyropendulaire a propulsion compensatoire et collimation de gradient fluidique multi-milieux multimodal a decollage et atterrissage vertical
FR2981911B1 (fr) 2011-10-27 2014-04-25 Jean Marc Joseph Desaulniers Exosquelette geometrique actif a carenage annulaire pseudo-rhomboedrique pour engin gyropendulaire
MA42066B1 (fr) * 2018-02-23 2020-03-31 Hicham Mahfad Système hypersustentateur d'emplanture avec aile de fuselage mobile

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR757605A (fr) 1933-06-26 1933-12-29 équilibreur-sustentateur d'aéronef
FR808311A (fr) * 1935-06-07 1937-02-03 Perfectionnements aux aéronefs
FR839922A (fr) * 1937-07-02 1939-04-14 Handley Page Ltd Perfectionnements aux aéronefs
US2747816A (en) * 1950-05-11 1956-05-29 Ben O Howard Canard type airplane and controls therefor
GB844614A (en) * 1956-08-15 1960-08-17 F G Miles Ltd Improved tandem-winged aircraft
US4124180A (en) * 1977-09-08 1978-11-07 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Free wing assembly for an aircraft
FR2710898B1 (fr) * 1993-10-07 1996-04-12 Georges Gazuit Dispositif de sustentation d'un aéronef à ailes décalées.

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO9845172A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
FR2761658A1 (fr) 1998-10-09
WO1998045172A1 (fr) 1998-10-15
FR2761658B1 (fr) 1999-07-23
AU7338198A (en) 1998-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0254605B1 (fr) Dispositif directionnel et stabilisateur à rotor anti-couple caréné et incliné et à empennage en "V" dissymétrique, et hélicoptère équipé d'un tel dispositif
CA2073732C (fr) Systeme anti-couple pour helicoptere
CA2165513C (fr) Aerofrein a fente variable pour voilure d'aeronef
EP3002209B1 (fr) Giravion muni d'un dispositif stabilisateur
EP2691299B1 (fr) Micro/nano véhicule aérien commande à distance comportant un système de roulage au sol, de décollage vertical et d'atterrissage
EP1768899B1 (fr) Procede et dispositif d'amelioration de la manoeuvrabilite d'un aeronef lors des phases d'approche avant l'atterrissage puis d'arrondi
FR3024431A1 (fr) Aeronef convertible pourvu de deux rotors carenes en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage
FR2946317A1 (fr) Guignol a rapport variable pour chaine de commande de vol manuelle d'aeronef a voiture tournante
EP1824731B1 (fr) Procede pour ameliorer le pilotage en roulis d'un aeronef et aeronef mettent en oeuvre ce procede
FR2745784A1 (fr) Systeme de commande d aeronef
EP3765364B1 (fr) Procédure de manoeuvre d'un aérodyne hybride de type vtol ou stol
WO2009130413A1 (fr) Procede pour la determination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aeronef
WO1998045172A1 (fr) Dispositif de commande de gouvernes d'un aeronef et aeronef equipe de ce dispositif
WO2009133268A1 (fr) Procédé pour la réduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aéronef
WO2009138596A1 (fr) Precede pour la reduction de la course d'envol d'un aeronef
EP0160597A1 (fr) Voilure polymanoeuvrable et procédé de commande d'une telle voilure
EP0217686B1 (fr) Perfectionnements apportés aux engins volants du type à voilure parachute
EP0317554B1 (fr) Dispositif d'assistance au pilotage d'aeronefs a voilure tournante
FR2571021A1 (fr) Dispositif pour la commande automatique d'un compensateur aerodynamique associe a une surface aerodynamique de commande d'un aeronef
EP1640264B1 (fr) Dispositif d'aileron pour aéronef léger, notamment un avion, comportant une ossature structurelle de type tubulaire.
FR2636592A1 (fr) Surface aerodynamique orientable pour un aeronef
FR3123320A1 (fr) Aéronef ayant au moins une hélice et une voilure tournante munie de deux rotors portés par deux demi ailes
BE405760A (fr)
BE332834A (fr)
FR3113399A1 (fr) Dispositif aérodynamique pour aéronef et aéronef muni d’un tel dispositif

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19991013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE ES GB IT

17Q First examination report despatched

Effective date: 20000605

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20030117