FR2532616A1

FR2532616A1 - Aircraft fitted with movable tip winglets with coordinated movements

Info

Publication number: FR2532616A1
Application number: FR8215025A
Authority: FR
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1982-09-03
Filing date: 1982-09-03
Publication date: 1984-03-09

Abstract

The subject of this invention is characterised by the addition, to an aircraft of conventional type comprising a fin providing the functions of stability and control around the yaw axis, of a tip winglet mounted movably at each extremity of the mainplane and moved by an automatic means permitting adjustment of its position according to an angle which is adjustable as a function of the movement of a control based in the cockpit in such a way as to obtain stable and balanced sideslipping flight, the wings being horizontal. This system makes it possible to vary the sideslip angle while keeping the wings of the aircraft horizontal.

Description

AVIONS MUNIS D'AILETWS MR6IN(LES iYI)BILES A MOUVEMENTS COORBONNES
La présente invention a trait au domaine des aeronefs et concerne
tout particulièrement des perfectionnements aux ailettes marginales pour
extrémités d'ailes d1avions, destinees à améliorer l'aérodynamisme de la
voilure et permettre un vol équilibre et stable par vent de travers.AIRCRAFT WITH AILETWS MR6IN (LES iYI) BILES WITH COORBON MOVEMENTS
The present invention relates to the field of aircraft and relates to
especially marginal fin enhancements for
wing tips, intended to improve the aerodynamics of the
wing and allow a balance and stable flight in crosswind.

Les ailettes marginales (en anglais "winglets") sont connues depuis
plusieures années et ont été montées sur des avions d'affaires comme par
exemple le-LEAR JET 28 ou le KC 135 americain. On sait qu'il s'agit de pa
rois sensiblement verticales placées en extrémité de voilure d'un avion et
qui ont la propriété de redresser le courant d'air tourbillonant en bout
d'aile. En effet, lors du vol, il se produit des surpressions d'air sur la
partie inférieure (ou intrados) de la voilure et; au contraire, des dépres
sions sur la partie supérieure (ou "extrados"). L'air a donc tendance à
passer de l'intrados vers l'extrados et a créer ainsi des tourbillons en
bout d'aile.Les ailettes marginales permettent donc de modifier la repar-
tition de portance tout le long de l'envergure de l'aile et d'améliorer
ainsi le rendement aérodynamique de la voilure.The marginal fins (in English "winglets") are known since
years and have been mounted on business jets as per
example LE-LEAR JET 28 or KC 135 American. We know that it is about
substantially vertical kings placed at the end of the wing of an airplane and
which have the property of straightening the end-swirling air flow
wing. Indeed, during the flight, there is overpressure of air on the
lower part (or intrados) of the wing and; on the contrary, depressed
on the upper part (or "extrados"). The air therefore tends to
to go from the lower surface to the extrados and thus to create vortices in
wingtips.The marginal fins thus make it possible to modify the repair
lift all along the wingspan and improve
and the aerodynamic efficiency of the wing.

Les brevets américains N 4190219, 4205810 et 4245804 définissent des 'r
winglets à formes très spécifiques relatives à des ailettes marginales par
ticuliéres fixées en extrémité de voilure et et qu améliorent, certes, l'aé-
rodynamisme de la voilure mais ne permettent pas de créer des forces laté
rales équilibrant les forces de portance latérale de l'ensemble avion lors
que l'avion voleZavec un angle de dérapage.
U.S. Patent Nos. 4190219, 4205810, and 4245804 define 'r
winglets with very specific shapes relating to marginal fins by
ticularly fixed at the end of the wing and which certainly improve
the dynamism of the wing but do not allow to create latent forces
balance the lateral lift forces of the airplane assembly during
that the aircraft fly with a skid angle.

Il existe par ailleurs des dérives placées en bout de voilure sur
des avions ayant une forte flèche de telle sorte que que position très en
arrière de l'avion leur confère un role stabilisateur comme une dérive d'a
vion classique. Lorsque ces drives sont mobiles ou comportent un volet mo
bile (drapeau orientable), les deux surfaces ainsi crées n'ont pas un mou
vement coordonné permettant d'effectuer un derapage stabilisé, mais permet
tent seulement de creer un moment permettant à l'avion de tourner autour de
son axe de lacet (rappelons que ce dernier est vertical lorsque l'avion est
horizontal). En fait, ces dérives n'ont pas la même fonction que les ailet
tes marginales qui n'ont pas de rdle ni d'effet important de stabilité en
moment autour de l'axe de lacet.Les ailettes marginales mobiles, objet de
l'invention, ont pour but de créer des foces latérales sans création de mo
ment important autour de l'axe de lacet, tout en améliorant les caractéris
tiques aérodynamiques de la voilure et rectifient les dissymétries de por
tance dûes au vent lateral. There are also fins placed at the end of the wing on
planes having a strong boom so that that very position
rear of the aircraft gives them a stabilizing role as a drift of a
classic vion. When these drives are mobile or have a mo
bile (orientable flag), the two surfaces thus created do not have a soft
a coordinated approach to stabilized drifting, but allows
only to create a moment allowing the plane to turn around
its yaw axis (remember that the latter is vertical when the aircraft is
horizontal). In fact, these drifts do not have the same function as the ailet
marginal people who have no role or significant effect of stability in
moment around the yaw axis.The mobile marginal fins, object of
the object of the invention, are to create lateral foces without creating mo
important around the yaw axis, while improving the characteris-
aerodynamic ticks of the wing and rectify the asymmetries of por
due to the lateral wind.

Il existe également un brevet français N 8202548 décrivant un sys J, tême de winglets mobiles revenant en position neutre des que les efforts sur la structure sont importants. Ce système ne donne pas la possibilité de créer des forces latérales dans la mesure où les ailettes marginales doivent rester constamment symétriques par rapport au plan de symétrie avion. There is also a French patent N 8202548 describing a system of mobile winglets returning to the neutral position as the efforts on the structure are important. This system does not give the possibility of creating lateral forces insofar as the marginal fins must remain constantly symmetrical with respect to the aircraft plane of symmetry.

Ce n'est pas le cas de l'invention présentée ici qui permet de définir les forces latérales optimales à appliquer sur l'avion.This is not the case of the invention presented here which makes it possible to define the optimum lateral forces to be applied to the aircraft.

Un but de l'invention est d'ameliorer l'aérodynamisme d'une voilure d'avion grâce à la mise en oeuvre d'ailettes marginales dans des conditions bien particulières. An object of the invention is to improve the aerodynamics of an aircraft wing by the implementation of marginal fins under very specific conditions.

Un autre but est d'augmenter le rapport Cz/Cx, appelé "finesse" d'un avion. On sait que Cz représente le coefficient de portance défini par la relation
P = 1/2 ff . Cz. y2. Sz dans laquelle : P est la force portance; e la densité de l'air; V la vitesse de l'avion et Sz la surface de référence de la voilure; et que Cx est le coefficient de trainée défini par la formule
F = 1/2,e . Cx. 02. Sx dans laquelle : F est la force de trainée, Sx est la surface frontale de référence de l'avion, les autres paramètres ayant les mêmes définitions que ci-dessus.Another goal is to increase the ratio Cz / Cx, called "finesse" of an aircraft. We know that Cz represents the coefficient of lift defined by the relation
P = 1/2 ff. Cz. y2. Sz in which: P is the lift force; e the density of the air; V the speed of the aircraft and Sz the reference surface of the wing; and that Cx is the drag coefficient defined by the formula
F = 1/2, e. Cx. 02. Sx wherein: F is the drag force, Sx is the reference frontal surface of the aircraft, the other parameters having the same definitions as above.

Une telle augmentation du rapport précite entraine une série d'avantages, visés par l'invention, à savoir : la possibilite d'accroitre la force portante de l'avion et donc d'augmenter sa charge marchande à vitesse donnée ; la diminution de la vitesse de décrochage de l'avion ; la possibilité pour ce dernier de mieux planer ; et, enfin, la sensible diminution de consommation de carburant, laquelle peut atteindre 3 à 10%, ce qui permet de ce fait d'augmenter le rayon d'action de l'avion. Such an increase in the aforementioned ratio entails a series of advantages, targeted by the invention, namely: the possibility of increasing the bearing strength of the aircraft and thus increasing its commercial load at a given speed; decreasing the stall speed of the aircraft; the possibility for the latter to hover better; and finally, the significant reduction in fuel consumption, which can reach 3 to 10%, which allows to increase the radius of action of the aircraft.

Juste avant l'attérissage les avions doivent suivre une route précise dans le plan vertical contenant la ligne médiane de la piste d'attérissage. Ce plan est appelé plan de descente. Lorsque la direction du vent n'est pas parallèle à la piste, il existe un vent de travers entrainant l'avion en dehors de la piste d'attérissage. Le pilote doit alors voler en crabe pour mainteneir le céntre de gravité de son avion dans le plan de descente. Juste avant le toucher des roues l'avion est remis dans l'axe de piste et est soumis alors à des forces latérales importantes qui sont contrées par le frottement des pneus sur le sol, créant une usure importante des pneus et des efforts importants sur le terrain d'attérissage. Just before landing, planes must follow a precise route in the vertical plane containing the center line of the landing strip. This plane is called a plan of descent. When the wind direction is not parallel to the runway, there is a crosswind causing the aircraft to be outside the landing strip. The pilot must then fly in crab to maintain the center of gravity of his plane in the plane of descent. Just before touchdown, the aircraft is returned to the runway centreline and is then subjected to significant lateral forces that are counteracted by the friction of the tires on the ground, creating significant tire wear and heavy strains on the aircraft. landing field.

L'objet de l'invention est de permettre à un avion en finale avant l'attérissage d'avoir l'axe fuselage parallèle à la piste, meme par vent de travers important, et de réduire ainsi grandement l'usure des pneus à l'at- térissage et de diminuer les efforts appliqués sur le train d'attérissage. The object of the invention is to allow an aircraft in the final before the landing to have the fuselage axis parallel to the track, even in large crosswind, and thus greatly reduce tire wear and tear. lowering and reducing the forces applied to the landing gear.

De façon générale, ce système permet de faire évoluer le centre de gravité de l'avion dans le pl-an de symétrie avion par vent de travers, ou de voler de façon stable avec un angle de dérapage donné. In general, this system makes it possible to change the center of gravity of the aircraft in the pl-an of symmetry plane in crosswind, or to fly stably with a given angle of slip.

Ce système permet également de créer des-forces latérales permettant de piloter l'avion en transversal sans utiliser de façon importante les gouvernes classiques (aileron, drapeau, empennage) et sans faire tourner l'avion autour de son centre de gravité. Ceci est très interressant par exemple pour les photographies aériennes précises ou de façon générale pour obtenir un pointage précis depuis un avion. This system also makes it possible to create lateral forces that make it possible to steer the aircraft transversely without significantly using the conventional control surfaces (flaps, flags, empennage) and without rotating the aircraft around its center of gravity. This is very interesting for example for accurate aerial photography or generally to get a precise score from an airplane.

Lorsque l'on fait varier la position d'un élément mobile d'un avion en vol, ceci modifie l'écoulement aérodynamique autour de l'avion et modifie l'ensemble des forces appliquées sur celui-ci. Lorsque l'on augmente l'angle (voir FIG. 1) en braquant l'ailette marginale droite, ceci a pour effet principal d'augmenter la force Td (voir FIG. 1) car la réparti- tion de portance en envergure est modifiée. Toute chose egale par ailleurs, il existe donc une relation entre l'angle α d et Td, et une autre relation entreeXd et Pd.Cette relation peut être' définie par les fonctions
Td = f( d)
a Pd = 9( d)
M α d G(α( d)
TG = h(α G)
# Pd =
#M α G = I(çiG) où : f est la fontion liant α d et Td g est la fontion "" α d et la variation de Pd(oRPd)
G " " " " < d et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force Pd
h est la fontion liant α G et la TG
i " " " " α G et la variation de
I " " 1l 1l ( et la variation du moment autour de l'axe de
roulis de la force PG.When varying the position of a mobile element of an aircraft in flight, this changes the aerodynamic flow around the aircraft and modifies all the forces applied to it. When increasing the angle (see FIG.1) by pointing the right marginal fin, this has the main effect of increasing the force Td (see FIG.1) because the span distribution is changed . All things being equal, there is a relation between the angle α d and Td, and another relation between eXd and Pd. This relation can be defined by the functions
Td = f (d)
a Pd = 9 (d)
M α d G (α (d)
TG = h (α G)
# Pd =
#M α G = I (çiG) where: f is the binding function α d and Td g is the function ""α d and the variation of Pd (oRPd)
G """"<d and the variation of the moment around the axis of
roll of force Pd
h is the binding function α G and TG
i """"α G and the variation of
(1) and the variation of the moment around the axis of
roll of the PG force.

Lorsqu'un avion est en dérapage, il.existe un angle ss entre le vecteur vitesse du vent relatif et l'axe avion. Cet angle est appelé angle de dérapage. When an aircraft is skidding, there is an angle ss between the relative wind speed vector and the airplane axis. This angle is called the skid angle.

Les consequences principales de ce dérapage sont 10) de créer une portance latérale T de l'ensemble avion appliquée en gene- ral a l'arrière du fuselage. The main consequences of this skidding are 10) to create a lateral lift T of the airplane assembly generally applied to the rear of the fuselage.

20) de créer une dissymétrie de portance en augmentant la portance d'une
aile par rapport à l'autre. Lorsque le vent relatif vient de la droite, le
fuselage masque une partie de l'aile gauche et frappe de plein fouet l'aile
droite. La portance Pd augmente, et la portance PG diminue. Plus l'angle de
dérapage ss augmente, plus ce phénomène est important. Toute chose par ail
leurs étant égale, il existe une relation entre la valeur du dérapage et Pd
d'une part, et d'autre part entre la valeur du dérapage et PG.20) to create a lift asymmetry by increasing the lift of a
wing compared to the other. When the relative wind comes from the right, the
fuselage masks part of the left wing and hits the wing with full force
right. The lift Pd increases, and the lift PG decreases. Plus the angle of
skid ss increases, more this phenomenon is important. Everything by garlic
their being equal, there is a relationship between the value of the skid and Pd
on the one hand, and on the other hand between the value of skidding and PG.

Pd = k( ss ) ; b M d = K( )
T = l( b )
PG = m( ss) # M G = M(ss) où
k est la fonction liants et la variation de Pd
K " " " " " " " " du moment autour de l'axe
de roulis de la force Pd
1 est la fonction liante et T
m t " " " " et la variation de PG M " " " " II et " " du moment autour de l'axe
de roulis de la force PG
Pour avoir un vol équilibré en dérapage, il est nécessaire d'une part
que la force latérale due aux ailettes marginales equilibre la portance la
tépale de l'ensemble avion,eet que d'autre part la dissymétrie de moment
autour de l'axe de roulis introduite par les différences de portance des
deux ailes soit équilibrée par le moment autour de l'axe de roulis des va
riations de portance dues aux braquage des ailettes marginales.
Pd = k (ss); b M d = K ()
T = 1 (b)
PG = m (ss) # MG = M (ss) where
k is the binding function and the variation of Pd
K """""""" of the moment around the axis
roll of force Pd
1 is the binding function and T
mt """" and the variation of PG M """" II and "" of the moment around the axis
roll of the PG force
To have a balanced flight in skidding, it is necessary on the one hand
that the lateral force due to the marginal fins equilibrates the lift the
tepal of the entire plane, and that on the other hand the moment dissymmetry
around the roll axis introduced by the differences in lift of
two wings be balanced by the moment around the roll axis of the va
lift reactions due to deflection of marginal fins.

Pour avoir un vol équilibré il est donc necessaire d'avoir a la fois
les deux conditions suivantes réalisées T + T1 + T2 = O et l( p ) + f(o,, d) + f(α G) = 0
Les fonctions f, g, G, h, i, I, k, K, 1, m, M étant définies pour une géo-
métrie d'avion donnée, il existe donc un ensemble de deux équations à deux
inconnues permettant de définir l'angle d'incidence de chaque ailette mar
ginale correspondant à chaque valeur de dérapage.To have a balanced flight it is necessary to have at the same time
the following two conditions are realized T + T1 + T2 = O and l (p) + f (o ,, d) + f (α G) = 0
The functions f, g, G, h, i, I, k, K, 1, m, M being defined for a geo-
given aircraft metrics, so there is a set of two equations to two
unknowns to define the angle of incidence of each winglet
corresponding to each slip value.

DEFiNITIONS : (voir Figures N 1,2,3)
a : angle de base des ailettes marginales mesuré, entre l'axe de base et le
plan de symetrie avion. L'axe de base est confondu avec la corde de réfé--
rence des ailettes marginales lorsque leur braquage est nul.DEFiNITIONS: (see Figures N 1,2,3)
a: base angle of the marginal fins measured, between the basic axis and the
plane symmetry plane. The basic axis is confused with the reference string--
the marginal fins when their steering is zero.

αd : angle de braquage de l'ailette marginale droite par rapport à la posi
tion de base mesuré entre la corde de référence des ailettes et l'axe de
base.α d: steering angle of the right marginal fin relative to the posi
measured baseline between the reference chord of the fins and the
based.

otG angle de braquage de l'ailette marginale gauche par rapport à la posi tion de base mesuré entre la corde de référence des ailettes et l'axe de base. otG steering angle of the left marginal fin with respect to the baseline position measured between the fin reference chord and the baseline.

: : ang-le formé entre le vecteur vitesse du vent relatif et l'axe avion
T : force de portance latérale de l'ensemble avion.:: ang-le formed between the relative wind speed vector and the airplane axis
T: lateral lift force of the airplane assembly.

Pd : force portante de la voilure droite. Pd: bearing strength of the right wing.

PG : force portante de la voilure gauche. PG: bearing strength of the left wing.

Td : force portante latérale de l'ailette marginale droite. Td: lateral bearing force of the right marginal fin.

TG :- force portante latérale-de l!ailette marginale gauche. TG: - lateral load-bearing force of the left marginal fin.

Un calcul simplifie montre que α d = ss 1/h + K+M
f/h-1 et ne

A simplified calculation shows that α d = ss 1 / h + K + M
f / h-1 and not

L'objet de cette invention est caractérisé par l'adjonction à -un avion de type classique comportant une dérive assurant les fonctions de stabilité et de commande autour de l'axe de lacet, une ailette marginale montée mobile à chaque extrémité de voilure et mue par un moyen d'automatisme permettant le réglage de sa position selon un angle reglable en fonction du déplacement d'une commande placée en poste de pilotage de façon à obtenir un vol dérapé stable et équilibré, les ailes étant horizontales. The object of this invention is characterized by the addition to a conventional type aircraft comprising a drift ensuring the stability and control functions around the yaw axis, a marginal fin mounted movable at each wing end and moved. by a means of automation for adjusting its position at an adjustable angle according to the displacement of a control placed in the cockpit so as to obtain a stable and balanced skidded flight, the wings being horizontal.

Il est possible de concevoir une ailette marginale qui ne serait pas constituée d'un seul élément mobile mais de plusieurs éléments dont cernai tains seraient mobiles de façon à créer un effet aérodynamique sensiblement semblable à celui créé par une ailette constituée par un seul élément mobile. It is possible to design a marginal fin which would not consist of a single movable element but of several elements, some of which would be movable so as to create an aerodynamic effect substantially similar to that created by a fin consisting of a single movable element.

On peut également ameliorer le système en montant l'ailette libre et en y adjoignant un volette conception classique, (en anglais "trim".). It is also possible to improve the system by mounting the free fin and by adding to it a classic troll design (in English "trim").

La commande placée en poste de pilotage peut être constituée par une poignée tournante. Le pilote connaissant sa vitesse d'approche et la composante du vent de travers, peut préafficher une rotation de la poignée tournante correspondant au dérapage désiré. Cette poignée peut être intégrée au manche ou au volant (voir Figure N04). The control placed in cockpit can be constituted by a rotating handle. The pilot knowing his approach speed and the crosswind component, can pre-display a rotation of the rotating handle corresponding to the desired skid. This handle can be integrated into the handle or steering wheel (see Figure N04).

D'autre part, pour des raisons de sécurité, les cas de panne devront être etudiés. Il est possible d'améliorer le système en obligeant les ailettes marginales à venir dans une position neutre ou a être rendues libres si les conditions de sécurité l'imposent. On the other hand, for security reasons, failure cases will have to be studied. It is possible to improve the system by forcing the marginal fins to come to a neutral position or to be left free if the safety conditions dictate.

Claims

1 - Marginal fins designed to improve the aerodynamics of the wing

of an aircraft comprising a conventional type of drift, characterized in that

that they are mounted mobile at the end of the wings of the airplane and that

are driven by a means of automation for adjusting the posi

each marginal fin at an adjustable angle depending on the de-

placement of a cockpit control so as to obtain a stable and equilibrium skid flight with the wings h-orizontal.

2- Ailettes according to claim 1, characterized in that they are constituted, not by a single movable element, but by several parts some of which are mobile and others fixed.

3- fins according to claim 1, characterized in that the order

placed in cockpit is a twist grip placed at the end

upper handle or steering wheel.

4-fins according to claim 1, characterized in that the marginal fins can be made free by the pilot if the conditions of

security require it.

5. Fins according to claim 1, characterized in that the marginal fins are constituted of a movable and free part and a flap, lot by the pilot.