FR2550755A1

FR2550755A1 - Avion a ailes en tandem ou a ailes multiples

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Publication number: FR2550755A1
Application number: FR8412921A
Authority: FR
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1983-08-18
Filing date: 1984-08-17
Publication date: 1985-02-22
Anticipated expiration: 2004-08-17
Also published as: IT8422347A0; GB2145049B; IT1175605B; FR2550755B1; IE842135L; JPS60110599A; IE55398B1; GB8420087D0; IL72708A; DE3430377A1; AU3201584A; SE8404077L; JPH0316319B2; SE452297B; AU561636B2; GB2145049A; US4641800A; SE8404077D0; DE3430377C2

Abstract

L'AVION A AILES MULTIPLES OU A AILES EN TANDEM SELON L'INVENTION COMPREND UNE VOILURE PRINCIPALE 14 EQUIPEE DE VOLETS 24 D'AUGMENTATION DE LA SURFACE ALAIRE OU HYPERSUSTENTATEURS, POUVANT ETRE ACTIONNES DE MANIERE A DEPLACER LE POINT NEUTRE N DE L'AVION PAR RAPPORT A SON CENTRE DE GAVITE C, ET IL COMPORTE UNE VOILURE SECONDAIRE 16 SITUEE A L'AVANT DE LA VOILURE PRIMAIRE ET MUNIE D'AILES PIVOTANT D'AVANT EN ARRIERE. LES AILES SECONDAIRES 16 SONT PIVOTEES EN CORRESPONDANCE AVEC LES VARIATIONS DE LA VOILURE PRINCIPALE 14, AFIN DE COMPENSER EFFICACEMENT LE DEPLACEMENT DU POINT NEUTRE QUI SE PRODUIRAIT LORS DU DEPLOIEMENT DE LA VOILURE PRINCIPALE 14 SEULE, EN MAINTENANT AINSI LES POSITIONS RELATIVES DU POINT NEUTRE ET DU CENTRE DE GRAVITE, POUR ASSURER LA STABILITE EN VOL DE CROISIERE AINSI QU'EN CONFIGURATION DE VOL A PORTANCE ELEVEE. APPLICATION A L'EQUIPEMENT DES AVIONS.

Description

La présente invention se rapporte à un avion à ailes multiples ou à ailes

en tandem, et en particulier

à un avion à hautes performances.

Des avions rapides, dont la plupart sont conçus 5 pour le vol supersonique, comprennent des ailes "canard" escamotables, qui, lorsqu'elles sont déployées, développent une portance au niveau d'un centre aérodynamique situé à l'avant du centre de gravité de l'appareil, et cette

portance est capable de déporter le moment de tangage en 10 piqué qui résulte de l'actionnement de la voilure principale,positionnée derrière la voilure canard, afin de déplacer vers l'arrière le point neutre.

L'aile canard peut être inclinée ou peut être équipée de volets La manière la plus commune de prendre ceci 15 en compte consiste à déplacer la voilure canard entre une position totalement déployée, efficace pour augmenter la portance en avant du centre de gravité, et une position rétractée. Même dans la position rétractée, la voilure canard 20 peut être partiellement déployée sous la forme d'un prolongement ou d'une continuation de la voilure principale, lorsque l'avion vole à vitesse élevée ou est en vol de croisière, comme cela est décrit dans le brevet des EtatsUnis d'Amérique n 4 093 156, dans lequel l'aile canard pivote vers l'arrière et reste partiellement déployée sous

la forme d'une partie intégrante d'une aile delta.

Bien que ces avions connus utilisent la voilure canard pour améliorer les performances à basse vitesse des avions aux décollages et aux atterrissages, l'importance 30 d'une telle voilure en ce qui concerne les performances et la stabilité, dans les nombreuses autres parties du

domaine de vol, est ignorée.

Les avions à ailes en tandem ou à ailes multiples présentent certains avantages propres par rapport à la conception plus conventionnelle consistant à prévoir une voilure principale à l'avant et une dérive à l'arrière, et cependant il n'a pas encore été possible de les réaliser totalement sous la forme d'avions modernes, complexes et à performances élevées En équipant un avion à ailes en tandem conventionnel d'un jeu de volets hypersustentateurs sur sa voilure principale ou arrière, le point neutre de 5 l'appareil serait déplacé vers l'arrière et le moment de tangage diminuerait dans une telle mesure qu'il ne serait plus possible à la voilure avant ou secondaire de le compenser En conséquence, si l'on donnait à l'avion un angle

d'attaque nécessaire à l'obtention d'une portance élevée, 10 la voilure canard ou secondaire n'offrirait pas la possibilité de donner une telle portance.

L'invention a pour objet un avion à ailes multiples ou à ailes en tandem comprenant un fuselage, des voilures principale et secondaire fixées audit fuselage, des moyens 15 de propulsion délivrant une poussée dirigée vers l'avant, ces éléments coopérant de manière à définir un centre de gravité et un point neutre de l'avion présentant, l'un par rapport à l'autre, une relation d'espacement qui est efficace pour maintenir la stabilité en vol, ladite voilure secondaire étant montée à l'avant de ladite voilure principale et ayant une portance moyenne positive par unité de surface qui est supérieure à la portance moyenne positive par unité de surface de ladite voilure principale, ladite voilure secondaire comprenant une paire d'éléments 25 d'aile déplaçables par pivotement d'avant en arrière sur une plage d'angles de flèche, entre une position rétractée et une position déployée dans laquelle ledit angle de flèche est sensiblement plus faible que dans la position rétractée, ladite voilure principale comprenant au moins 30 une paire d'éléments d'aile fixes, les éléments d'aile secondaires et les éléments d'aile fixes ayant tous une portance nette positive, l'avion comprenant également des moyens d'augmentation de la surface alaire, fonctionnellement associés aux éléments d'aile fixes, situés à l'arrière 35 du centre de gravité et répondant à un actionnement indépendant afin de faire varier ladite relation d'espacement entre le centre de gravité et le point neutre, l'avion étant caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande reliant fonctionnellement lesdits moyens d'augmentation de la surface alaire, dans toutes leurs positions de fonctionnement, aux éléments d'aile secondaires, afin de coordonner le mouvement simultané des moyens d'augmenta5 tion de la surface alaire et la variation de la flèche desdits éléments d'aile secondaires dans la mesure au moins nécessaire afin de maintenir sensiblement ladite relation d'espacement. Un avion conforme à l'invention bénéficie des avantages des avions à ailes en tandem ou à ailes multiples, dans tout son domaine de vol.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un exemple de réalisation, et en se réfé15 rant aux dessins annexés, sur lesquels:

la figure 1 est une représentation du système des commandes de vol destiné à l'actionnement coordonné et simultané de la surface sustentatrice mobile associée aux voilures principale et secondaire d'un avion à ailes 20 en tandem; la figure 2 est une vue en élévation de face de l'avion à ailes en tandem, représentant les éléments de la voilure secondaire dans leurs positions totalement déployée (trait plein) et en flèche (trait interrompu); 25 la figure 3 est une vue en plan, à une échelle agrandie, de l'avion de la figure 2, avec certaines parties arrachées, la figure représentant les surfaces sustentatrices mobiles des voilures principale et secondaire dans différentes positions coordonnées de fonctionnement; la figure 4 est une coupe verticale prise le long de la ligne 4-4 de la figure 3, représentant les éléments de la voilure secondaire dans les positions de fonctionnement qu'elle occupe lorsqu'elle est totalement déployée, totalement rétractée et partiellement rétractée; la figure 5 est une coupe verticale prise le long

de la ligne 5-5 de la figure 3, représentant les éléments d'augmentation de la surface alaire ou élements hypersus-

tentateurs de la voilure principale dans les positions totalement rétractée, partiellement déployée et totalement déployée qui correspondent aux trois positions précédemment mentionnées pour la voilure secondaire représentée sur la figure 4; la figure 6 est un diagramme, à une échelle très agrandie, d'une partie de l'axe du fuselage représenté sur la figure 3 et montrant les déplacements du point neutre de l'avion qui correspondent à une plage de centres 10 de gravité admissible; et la figure 7 est un schéma plus détaillé du système des commandes de vol de la figure 1 et destiné à coordonner le mouvement des éléments mobiles des voilures

principale et secondaire.

En référence aux figures 2 et 3, deux moteurs 18 du type pousseur sont en saillie vers l'arrière d'une voilure principale 14 à laquelle ils sont fixés sur les côtés

opposés d'un fuselage 12 d'un avion 10 à ailes en tandem.

Dans la réalisation particulière qui est représentée, 20 l'empennage conventionnel est remplacé par une paire d'ailettes 20 dites de type Whitcomb aux pointes d'ailes fixes 22 qui constituent la voilure principale 14 avec des éléments escamotables 24 d'augmentation de la surface alaire ou éléments hypersustentateurs Les ailettes 20 s'étendent verticalement et assurent la stabilité directionnelle qui est habituellement procurée par un stabilisateur vertical situé sur l'extrémité arrière du fuselage et dans le plan longitudinal médian de l'appareil, sous la forme d'une partie de l'empennage Une dérive verticale 30 26 est montée dans le plan médian longitudinal de l'appareil et fait saillie verticalement vers le bas Cette dérive remplit plusieurs fonctions dans la mesure o elle contribue à la stabilité aérodynamique de l'avion tout en servant de patin afin d'empêcher les hélices 28 de heurter 35 le sol pendant une rotation intempestive Des gouvernes conventionnelles 30 (figure 3) destinées à la commande en tangage, sont situées le long du bord de fuite d'éléments d'ailes mobiles 32 qui coopèrent pour constituer une voilure secondaire 16, espacée d'une distance relativement importante à l'avant de la voilure principale 14 Des éléments 36, constituant des volets conventionnels, sont positionnés sur le bord de fuite des éléments d'ailes principales 22, et fonctionnent comme des ailerons destinés à la commande en roulis, ou, en variante, comme des élevons

destinés à la fois à la commande en roulis et en tangage.

Bien que l'on ait décrit, à titre d'exemple, un avion 10 subsonique, à ailes en tandem, à deux moteurs à hélice, du type pousseur, les mêmes principes pourraient être

appliqués à un avion à réaction monoréacteur ou multiréacteur, et en particulier propulsé par plus de deux réacteurs.

De manière similaire, bien que la voilure principale 14 15 est constituée d'une seule aile fixe 22 et de ses volets de commande associés, une telle surface pourrait être divisée en deux ou plus de deux surfaces sustentatrices

disposées symétriquement.

Les mouvements simultanés et coordonnés de la voi20 lure secondaire 16 et des éléments 24 escamotables d'augmentation de la surface alaire ou éléments hypersustentateurs de la voilure principale seront à présent décrits en référence aux figures 2, 3, 4 et 5 Les éléments d'ailes mobiles 32 (figure 3) sont pivotés, à leur extrémité inter25 ne, autour d'axes A disposés approximativement à la verticale, les axes A étant des axes d'un mouvement de pivotement vers l'intérieur du fuselage, destinés à permettre le mouvement des éléments d'ailes 32 entre une position E, déployée vers l'avant, représentée en traits pleins, 30 et une position R rétractée, qui est la position située la plus en arrière des deux positions représentées en traits interrompus Ces deux positions extrêmes sont repérées de la même manière sur les figures 2 et 4 En se référant toujours à la figure 3, on peut voir que lorsque 35 les éléments 32 de la voilure secondaire sont totalement déployés dans leur position E située le plus vers l'avant, leur bord d'attaque se trouve sensiblement à angle droit par rapport à l'axe central et longitudinal de l'avion, en définissant ainsi une flèche nulle (angle de flèche de 0 ) L'angle de flèche est l'angle délimité entre les bords

d'attaque et la normale à l'axe central et longitudinal.

Les éléments d'ailes secondaires 32 peuvent même être déplacés davantage encore vers l'avant, dans une plage d'angles de flèche négatifs de, par exemple, moins 30 , avant que la perte de surface portante efficace ne soit

importante au point que la fonction hypersustentatrice de 10 ces éléments ne soit plus remplie.

Dans la position rétractée ou de flèche maximale de la voilure secondaire 16, les deux éléments 32 de celleci sont pivotés vers l'arrière autour des pivots A de manière à augmenter leur angle de flèche jusqu'à une posi15 tion dans laquelle ils délimitent le même angle aigu par

rapport à l'axe central et longitudinal du fuselage.

Lorsqu'ils sont réalisés pour le vol subsonique, avec une propulsion par hélice, à l'aide de deux moteurs de type pousseur, comme représenté, les éléments d'ailes 32, dans 20 leur position rétractée, adoptent un angle de flèche d'environ 37 Afin de produire la portance requise et nécessaire pour les régimes de volssubsoniques, l'angle de flèche maximal est probablement d'environ 40 , mais, pour les vols supersoniques, l'angle de flèche positif maximal pourrait être nettement supérieur à 40 Indépendamment du fait que l'avion soit conçu pour voler en croisière en régime subsonique ou supersonique, la caractéristique importante est que la voilure secondaire reste déployée et totalement efficace pour donner une portance 30 dans tout le domaine de vol, et non seulement-à faible

vitesse, pour l'atterrissage et le décollage.

Comme cela est représenté sur la figure 2, la voilure secondaire 16 présente non seulement un dièdre à la fois dans la position totalement déployée E et dans la position rétractée R, mais également dans toutes les positions intermédiaires, et, de plus, l'angle du dièdre augmente très légèrement (moins de 1 ) lorsque les éléments 32 de la voilure secondaire pivotent vers l'arrière, l'augmentation de l'angle du dièdre ayant été exagérée sur la figure 2 afin d'en faciliter la représentation Ainsi, bien que les axes du mouvement de pivotement A soient sensiblement verticaux et parallèles l'un à l'autre, la position de la fixation des éléments d'ailes aux axes et leur angle d'incidence sont choisis de sorte que la faible augmentation du dièdre,qui a été présentée ci-dessus se

produise lorsque les éléments d'ailes secondaires pivotent 10 vers l'arrière.

La seconde des deux mesures techniques est révélée sur la figure 2 et plus clairement, sur la figure 4, sur laquelle on peut voir que l'angle d'incidence diminue lorsque les éléments d'ailes secondaires se déplacent de 15 la position E, vers l'arrière, jusqu'à la position R On n'a pas cherché à représenter la diminution réelle de l'angle d'incidence qui, en un point situé approximativement au milieu des éléments d'ailes 32, le long de ces derniers vers l'extérieur, diminue d'une valeur maximum, 20 à la position E, qui est légèrement supérieure à 5 (a) à une valeur en position R qui est juste supérieure à 3 (e) La variation de 2 de l'angle d'incidence est largement exagérée dans le seul but qu'elle apparaisse clairement sur les figures Les angles a et e sur la figure 4 sont mesurés entre une corde C et une ligne de référence commune WL, la corde C étant située approximativement le

long de la ligne de coupe 4-4 de la figure 3.

Les figures 3 et 4 représentent également l'une des nombreuses positions intermédiaires M occupées par les 30 éléments d'ailes secondaires 32, lorsqu'ils pivotent d'avant en arrière, et inversement, entre les positions extrêmes E et R Une position intermédiaire M est représentée par des traits interrompus sur les figures 3 et 5 afin de montrer que pour chacune des positions partielle35 ment déployées de la voilure secondaire, les éléments 24 d'augmentation de la surface alaire de la voilure principale ont une position déployée qui lui correspond En d'autres termes, ce n'est que lorsque les éléments de la voilure secondaire sont totalement déployés ou étendus (position E), que les éléments 24 d'augmentation de la surface alaire sont également totalement déployés ou étendus (position en trait plein sur les figures 3, 4 et ) Ainsi, lorsque le système des éléments de voilure 32 et 24 décrit ci- dessus est en transition, chaque élément a une position coordonnée par rapport à celle de l'autre, de sorte que l'avion conserve sensiblement son centrage 10 et son attitude de vol Si cela n'était pas le cas et si les éléments d'ailes secondaires étaient déplacés, par exemple, de la position rétractée R dans la position déployée ou étendue E avant que les éléments 24 d'augmentation de la surface alaire ne soient déployés, il en

résulterait un état intermédiaire instable, et inversement.

Sur les figures 3 et 5, les éléments 24 d'augmentation de la surface alaire, ou éléments hypersustentateurs, qui sont des volets montés sur le bord de fuite des organes 22 de la voilure principale, dans la forme de réalisation 20 particulière représentée sur les figures, se déplacent d'une position R totalement rétractée, dans laquelle ils sont logés dans un évidement 40 (figure 5) présentant une conformation complémentaire sur l'intrados de ces éléments 22 de voilure principale, dans une position déployée M ou 25 -E, dans laquelle ils sont en saillie par rapport au bord de fuite de l'élément 22 correspondant Dans la position rétractée R, l'intrados 42 des volets constitue un prolongement ou une continuation de la surface convexe 44 de l'intrados de la voilure principal, comme cela est repré30 senté sur la figure 5 D'autre part, lorsqu'ils sont déployés, la surface supérieure 46 ou surface d'extrados des volets 24 constitue des prolongements ou des continuations de la surface d'extrados 48 conformée de la voilure :principale, même si un intervalle 50 est laissé entre le bord 35 de fuite des éléments de la voilureprincipale et le bord

d'attaque des volets.

En se référant à nouveau à la figure 3, l'avion a à la fois un centre de gravité (c g) et un point neutre (N P), ce dernier étant le point au niveau duquel la résultante des portances produites par les voilures principale et secondaire sollicite l'avion Le centre de gravité se déplace d'avant en arrière, d'un côté à l'autre, et même de haut en bas, en fonction de la distribution des charges Les figures 3 et 6 représentent une plage admissible de déplacement du centre de gravité, entre C (F) et C (A), et dans laquelle on peut maintenir un vol stable et contrôlé Tout déplacement des charges ou toute diminution de celles-ci en cours du vol, provoqué par une consommation de carburant, entraîne un certain déplacement du centre de gravité Le centre de gravité est également déplacé d'avant en arrière, dans une certaine mesure, en 15 fonction de la position des éléments mobiles 24 et 32 des voilures principale et secondaire Le point neutre (N P) se déplace également lorsque l'on change la position des éléments sustentateurs La variation du point neutre (N P) d'un avion avec la flèche de sa voilure principale et avec 20 la vitesse de l'avion est représentée, à titre d'exemple, sur les figures 5 et 6, et est décrite dans la colonne 6 du brevet des Etats- Unis d'Amérique n 3 680 816 En particulier, si l'on se réfère à la réalisation représentée sur les figures, et si les éléments 24 d'augmentation de la 25 surface alaire de la voilure principale et l'angle de flèche de la voilure secondaire 16 sont commandés indépendamment l'un de l'autre, il en résultera un déplacement du point neutre Cependant, le plus important est le fait que de déplacer les éléments 24 ou de changer l'angle de flèche de la voilure secondaire entraîne un changement des positions relatives du centre de gravité et du point neutre qui, si on le laisse dépasser certaines limites qui dépendent des conditions préalables, aura un effet défavorable sur la stabilité de vol En d'autres termes, indépendamment 35 de la position du centre de gravité entre ses limites prédéterminées et permises, il existe une étroite plage de positions du point neutre par rapport au centre de gravité, dans laquelle on obtient un vol stable, dans une

attitude qui peut être contrôlée et commandée.

Les performances d'un vol stable peuvent non seulement être rétablies mais également maintenues pendant toutes les configurations de vol à portance élevée, à l'atterrissage comme au décollage, et pendant les configurations de vol de croisière à vitesse élevée, ainsi que pendant les transitions entre ces différentes configurations, en déplaçant les éléments mobiles 24 et 32 appar10 tenant respectivement aux voilures principale et secondaire, d'une manière simultanée et coordonnée, par opposition à des commandes indépendantes mais simultanées, ou à d'autres types de commande Sur les figures 3 et 6, les points C(F) et C(A) délimitent approximativement la plage permise des déplacements d'avant en arrière du centre de gravité tandis que le point C(M) désigne une position représentative du centre de gravité sur cette plage Le symbole N(L), par ailleurs, représente la position approximative du point neutre (N P) par rapport au point C(M) occupé par le centre de gravité pendant un vol en configuration à portance élevée, tandis que le point N(C) représente son déplacement vers l'arrière en configuration de vol à

vitesse élevée.

Afin d'obtenir la relation précitée entre le centre 25 de gravité et le point neutre, certains paramètres critiques doivent être présentés par les voilures principale et secondaire Pour commencer, les deux voilures doivent être aérodynamiquement capables de produire une portance positive Ensuite, la voilure secondaire doit être située 30 à l'avant de la voilure principale, la voilure secondaire ayant une portance moyenne positive par unité de surface supérieure à la portance positive par unité de surface de la voilure principale Par exemple, à la vitesse de croisière maximum, en supposant que le poids total moyen de 35 l'appareil est de 5 000 kg, la portance moyenne positive par unité de surface de la voilure secondaire représentée est de 0,22 N/m 2, tandis que celle de la voilure principale est seulement de 0,15 N/m 2 En vérifiant cette relation de portance tout en positionnant les volets d'augmentation de la surface alaire de la voilure principale vers l'arrière du centre de gravité, il devient possible de faire pivoter les éléments d'ailes secondaires vers l'avant dans une position correspondant à chaque position déployée des volets qui compensent sensiblement tout déplacement du point neutre, par rapport au centre de gravité, d'une

amplitude suffisante pour entraîner un vol instable ou 10 incontrôlable.

Plus précisément, en se référant aux figures 3 et 6, si, par exemple, le fuselage a 13,9 m de longueur, le déplacement maximum vers l'arrière du centre de gravité se trouvera environ à 8,1 m du nez de l'appareil Ce point 15 correspond à une charge représentée par un pilote, aucune charge payante et du carburant en quantité juste suffisante pour que l'avion puisse voler Lorsque l'avion est plus lourdement chargé, le centre de gravité est déplacé vers l'avant d'une limite de sécurité maximum d'environ 38 cm, 20 à 7,75 m, au point C(F) en arrière du nez Ceci ne se produira que dans des conditions voisines de la charge maximale Bien que l'avion pourrait encore voler s'il était chargé de sorte que le centre de gravité soit déplacé encore davantage vers l'avant, sa manoeuvrabilité ne serait 25 pas satisfaisante En transportant une charge constituée du pilote, d'un compartiment de passagers rempli et contenant huit passagers, d'une charge de carburant complète et d'une charge de fret moyenne, le centre de gravité C(M) se trouvera approximativement à 7,9 m du nez de l'appareil 30 ou à environ 2/5 de la distance séparant C(F) et C(A), en

partant de C(F).

Par ailleurs, le point neutre en vol de croisière N(C) se trouve à environ 8,51 m à l'arrière du nez de l'appareil et il se déplace vers l'avant sur environ 25 cm 35 jusqu'à un point situé à 8,26 m en arrière du nez de l'appareil, lorsque les éléments d'ailes secondaires 32 sont déployés en configuration de vol à portance élevée,

configuration dans laquelle ils sont totalement déployés.

Ainsi, lorsque l'avion décolle avec le plein de carburant, des passagers, une certaine quantité de fret et un pilote, de sorte que le point C(M) est à environ 7,9 m en arrière 5 du nez de l'appareil, le point neutre N(L) sera à environ 36 cm en arrière du point C(M), à environ 8,26 m du nez de l'appareil Par contre, en vol de croisière, alors que les volets 24 d'augmentation de la surface alaire sont logés sous les éléments de la voilure principale, le point 10 neutre sera déplacée vers l'arrière d'une autre distance d'environ 25 cm, pour se trouver à environ 8,51 men arrière du nez de l'appareil Cependant, pendant toute la durée du vol, l'avion consomme du carburant de sorte que sa charge diminue et le centre de gravité se déplace vers 15 l'arrière de telle sorte que la différence approximative de 25 cm entre les positions du centre de gravité et du point neutre, dans les configurations de vol de croisière et de vol à portance élevée, se réduit à environ 15 cm, ce qui est bien à l'intérieur des limites acceptables pour 20 un vol stable et contrôlable Une caractéristique plus importante que cette différence pratiquement négligeable réside dans le fait qu'en déployant les éléments d'ailes secondaires, tout en déployant, en même temps, les éléments 24 d'augmentation de surface alaire, le point neutre reste 25 toujours au moins plusieurs centimètres derrière le centre de gravité situé le plus possible en arrière Si ce n'était pas pour ce déploiement simultané et coordonné de ces surfaces sustentatrices dans leur position totalement déployée, le point neutre N(L) en configuration de vol à portance 30 élevée se déplacerait, ou au moins pourrait se déplacer à l'avant du centre de gravité, en créant ainsi une condition de vol instable et dangereux Un exemple de système de commande électromécanique est représenté sur la figure 7 A l'aide de ce système, le mouvement coordonné des éléments 32 R et L (de droite et de gauche) de la voilure secondaire et ceux de la voilure principale peut être

effectué afin de conserver une relation spatiale correspon-

dant à des positions raisonnablement proches l'une de l'autre du centre de gravité et du point neutre, dans les deux configurations de vol à portance élevée et à grande vitesse Le système de commande 52 comprend une unité de 5 commande P située dans le poste de pilotage, et qui comporte un commutateur principal de position 54, lequel commande des unités asservies A, B et C, dont chacune comprend des commandes de commutation distinctes et à distance 56 A, 56 B et 56 C Ces commandes de commutation comman10 dent, à leur tour, respectivement, les mouvements dans un sens et dans l'autre du moteur avant 58 A, du moteur arrière de gauche 58 B et du moteur arrière de droite 58 C Chacun de ces trois moteurs est constitué d'un moteur électrique réversible standard accouplé à une boite de vitesse de réalisation conventionnelle, le moteur 58 A étant relié aux éléments de la voilure secondaire, d'une manière telle qu'il déploie et rétracte ces éléments, tandis que les moteurs 58 B et 58 C sont reliés, afin de remplir la même fonction, aux sous-ensembles respectifs de volets d'augmen20 tation de surface alaire de droite 24 R et de gauche 24 L, comme cela est également respectivement représenté sur la figure 1 Ces moteurs fonctionnent, lorsqu'ils sont actionnés afin de tourner chacun dans un sens, de telle sorte que les volets d'augmentation de surface alaire sont tous 25 déployés de manière simultanée avec le mouvement des éléments de la voilure secondaire vers et à partir de leur position totalement déployée Lorsque ces éléments d'ailes mobiles atteignent l'extrémité de leur course, des commutateurs de positions limites (non représentés) arrêtent 30 les moteurs et les commutent en préparant l'actionnement dans le sens opposé Des moyens (non représentés) sont généralement prévus pour synchroniser le mouvement de tous les éléments d'ailes précédemment mentionnés, car il est important, pour un vol stable et sûr, que ces -éléments se 35 déplacent simultanément Si un moteur est en avance ou en retard par rapport aux autres, les systèmes sont ramenés

en synchronisme.

Ces moteurs sont mécaniquement reliés auxservomoteurs 60 (figure 1) qui comprennent des bottes de vitesses fonctionnant de manière à entraîner en rotation une vis reliée aux éléments d'ailes Le servo-moteur 60 A est relié au moteur 58 A, tandis que les moteurs 58 B et 58 C sont reliés de manière similaire aux servo-moteurs 60 B et 60 C Tandis qu'un unique servo-moteur et une transmission associée 62 A coopèrent afin de réaliser l'actionnement simultané des deux éléments d'ailes secondaires de gauche 10 32 L et de droite 32 R, les servo-moteurs 60 B et 60 C sont reliés en série aux servo-moteurs asservis 60 S et 60 T au moyen d'arbres flexibles 64 S et 64 T La taille et la largeur des sous-ensembles de volets degauche 24 L et de droite 24 R, dont chacun comprend quatre volets élémentai15 res, sont telles qu'un total de trois servo-moteurs est nécessaire pour chacun, afin d'assurer une transition sûre et régulière entre les positions rétractée et déployée; néanmoins, comme tous les volets élémentaires sont mécaniquement reliés les uns aux autres, ils se déplacent selon 20 un mouvement d'ensemble Des détecteurs à distance 66 détectent la position de différents éléments du système de commande et relayent cette information jusqu'à une unité

d'affichage 68 dans le poste de pilotage.

Le système électromécanique représenté pourrait 25 être remplacé par un système hydraulique, ou même par un appareil purement mécanique à actionnement manuel, pourvu que les mouvements des éléments mobiles des voilures principale et secondaire soient coordonnés de la manière

décrite ci-dessus.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art au dispositif qui vient d'être décrit uniquement à titre d'exemple non limitatif,

-sans sortir du cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS

1 Avion à ailes multiples ou à ailes en tandem, comprenant un fuselage ( 12), des voilures principale ( 14) et secondaire ( 16) fixées audit fuselage, des moyens de propulsion ( 18) destinés à développer une poussée dirigée vers l'avant, lesdits éléments coopérant afin de déterminer un centre de gravité (C) et un point neutre (N) de l'avion présentant, l'un par rapport à l'autre, une relation d'espacement efficace afin de maintenir un vol stable, ladite voilure secondaire ( 16) étant montée à l'avant de ladite voilure principale et ayant une portance moyenne positive par unité de surface supérieure à la portance moyenne positive par unité de surface de ladite voilure principale ( 14), ladite voilure secondaire comprenant une 15 paire d'éléments d'aile ( 32 L, 32 R) , mobiles en pivotement d'avant en arrière sur une plage d'angles de flèche entre une position rétractée (R) et une position déployée ou étendue (E) dans laquelle ledit angle de flèche est sensiblement inférieur à ce qu'il est dans la position rétractée, 20 ladite voilure principale ( 14) comprenant au moins une paire d'éléments d'aile fixes ( 48), les éléments de la voilure secondaire ( 16) et les éléments d'aile fixes ( 48) ayant tous une portance nette positive, l'avion comprenant également des moyens ( 24) d'augmentation de la surface 25 alaire ou hypersustentateurs,fonctionnellement associés aux éléments d'aile fixes, situés en arrière du centre de gravité, et répondant à un actionnement indépendant pour faire varier ladite relation d'espacement entre le centre de gravité (C) et le point neutre (N), caractérisé en ce 30 qu'il comprend des moyens de commande reliant fonctionnellement lesdits moyens ( 24) d'augmentation de la surface alaire, dans toutes leurs positions de fonctionnement, auxdits éléments de la voilure secondaire ( 16) de manière à coordonner le mouvement simultané des moyens ( 24) d'augmentation de la surface alaire et la variation de l'angle de flèche desdits éléments de la voilure secondaire ( 16), au moins dans la mesure nécessaire afin de conserver

sensiblement ladite relation d'espacement.

2 Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de commande fonctionnent, lorsqu'ils sont actionnés dans une configuration, de manière à pivoter les éléments de la voilure secondaire ( 16) vers l'arrière (R) et à escamoter les moyens ( 24) d'augmentation de la surface alaire dans une position rétractée (R), en configuration de vol de croisière à vitesse élevée, et, dans une seconde configuration, les moyens de commande assurent l'extension 10 desdits éléments de la voilure secondaire ( 16) vers l'avant (E) tout en déployant lesdits moyens ( 24) d'augmentation de la surface alaire vers l'arrière (E), dans une position déployée par rapport auxdits éléments ( 48) de la voilure

principale, en configuration de vol à portance élevée, plus 15 appropriée pour le décollage et l'atterrissage.

3 Avion selon l'une des revendications 1 et 2,

caractérisé en ce que les éléments de la voilure secondaire ( 16) et les moyens ( 24) d'augmentation de la surface alaire coopèrent les uns avec les autres dans toutes les positions 20 lorsque l'avion est en vol, afin de maintenir le point

neutre (N) en arrière du centre de gravité (C).

4 Avion selon l'une des revendications 1 à 3,

caractérisé en ce que les éléments de la voilure secondaire

( 16) pivotent d'avant en-arrière sur un angle d'approxima25 tivement 44 .

Avion selon l'une des revendications 1 à 5,

caractérisé en ce que les éléments de la voilure secondaire ( 16) sont montés en mouvement pivotant autour d'axes A

sensiblement-verticaux et espacés transversalement.

6 Avion selon l'une des revendications 1 à 5,

caractérisé en ce que l'angle de flèche est approximativement de O lorsque les éléments de la voilure secondaire

( 16) sont totalement déployés (E).

7 Avion selon l'une des revendications 1 à 6,

caractérisé en ce que l'angle de flèche, dans la position

de rétraction totale (R) des éléments de la voilure secondaire ( 16), est approximativement de 37 .

8 Avion selon l'une des revendications 1 à 7,

caractérisé en ce que lesdits éléments de la voilure secondaire ( 16) présentent un dièdre dans toutes leurs positions.

9 Avion selon l'une des revendications 1 à 8,

caractérisé en ce que les éléments de la voilure secondaire ( 16), dans leur position rétractée, sont espacés, d'une distance relativement importante, à l'avant de la voilure principale.

Avion selon l'une des revendications 1 à 9, 10 caractérisé en ce que l'angle d'incidence ( a,B) des

éléments de la voilure secondaire ( 16) change lorsque leur

angle de flèche change.