FR2868754A1 - Avion supersonique a ailes variables deployees vers l'avant, presentant a la fois une caracteristique de faible bang et une caracteristique de faible trainee - Google Patents

Abstract

L'objet de la présente invention est de créer la forme complète d'un avion supersonique pouvant réaliser des caractéristiques de faibles bangs supersoniques et pouvant également minimiser la traînée de formation d'onde. Pour obtenir à la fois la suppression des bangs supersoniques et une réduction de la traînée de formation d'onde, la forme complète de l'avion supersonique selon la présente invention utilise une configuration d'aile à déploiement vers l'avant variable comportant un mécanisme qui permet de faire varier l'angle de déploiement vers l'avant dans la configuration d'aile principale, au lieu de donner au fuselage une forme à nez épointé ou émoussé.

Description

La présente invention concerne un avion supersonique comprenant un

mécanisme qui permet un réglage variable de l'angle d'envergure vers l'avant, comme configuration d'aile principale. Arrière-plan de l'invention

1. Domaine de l'invention Le domaine de la présente invention concerne la forme complète d'un avion supersonique et, plus spécifiquement, une forme d'avion complète qui réduit la traînée de formation d'onde et supprime les bangs supersoniques.

2. Description de la technologie concernée

Généralement, pour satisfaire les exigences à la fois du point de vue de l'économie et du point de vue de la compatibilité avec l'environnement, il est nécessaire que l'avion supersonique réduise la force de traînée de formation d'onde résultant d'ondes de choc, et sup- prime les bangs supersoniques. Dans l'approche fondamentale pour réduire la traînée de formation d'onde d'un corps effectuant un vol supersonique, l'augmentation du rapport de finesse dans le cas où ce corps est transformé en un corps à symétrie axiale équivalent, est la première condition à satisfaire. Comme représenté dans la figure 12, ce corps à symétrie axiale équivalent est un corps rotationnel équivalent qui présente la même surface de section transversale que celle correspondant au cas où une certaine position de corps de l'avion est coupée par le plan de Mach déterminé par le nombre de Mach du vol (plan dont le vecteur normal est incliné d'un angle = sin-1 (1/M) par rapport à l'axe du fuselage). La conception d'un corps d'avion extrêmement fin ou la réduction de la taille de l'aile principale, est un moyen efficace pour augmenter le rapport de finesse.

La forme suivante à force de traînée de formation d'onde minimale qui doit être considérée, est connue comme étant une forme de corps à symétrie axiale appelé corps de Sears-Haack, comme représenté dans la figure 13 (voir Sear, W.R. Projectiles à traînée de formation d'onde minimum , Quart. Appl. Math. Vol. 14, 1947). On peut réduire la force de traînée de formation d'onde d'un avion supersonique en rendant la distribution de surface de section transversale de cet avion équivalente à la distribution de surface de section transversale d'un corps de Sears- Haack, en plus d'une augmentation du rapport de finesse. Une telle procédure de conception d'avion est appelée conception à règle de surface. Cette figure est représentée comme une figure illustrant une comparaison entre la distribution de surface de section transversale d'un corps de Sears-Haack dans lequel la force de traînée de formation d'onde est minimisée, est la surface de section transversale d'un avion réel.

Des procédés destinés à supprimer les bangs supersoniques ont été étudiés sur une longe période de temps. Le procédé le plus lo influent de ce type est un procédé dans lequel l'intensité du bang supersonique au niveau du sol est réduite en donnant au corps de l'avion une forme telle que la configuration de génération d'onde de choc soit modifiée. Comme représenté dans la figure 14, les ondes de choc qui sont générées par les parties respectives du corps d'un avion supersoni- que ordinaire, sont unifiées en deux ondes de choc intenses au niveau du nez et de la queue de l'avion dans leur propagation à travers l'atmosphère, de sorte que ces ondes de choc sont observées au niveau du sol sous la forme d'une signature de pression de type N accompagnée de deux grandes élévations de pression. Cette figure illustre le pa- radoxe d'une conception à faible bang supersonique et d'une conception à règle de surface. Le procédé de réduction de bang supersonique indiqué ci- dessus est un procédé donnant une forme d'onde de pression à faible bang supersonique qui n'est pas une forme d'onde de type N, par correction de la forme du corps d'avion pour que l'unification des ondes de choc soit supprimée.

Dans un document de Seebass, A.R. et George, A.R. intitulé Conception et mise en oeuvre d'avions pour minimiser leur bang supersonique , Journal of Aircraft Vol. 11, No. 9, Pages 509-517, 1974, George et Seebass ont indiqué la somme de la distribution de surface de section transversale équivalente déterminée à partir de la distribution de surface de section transversale et de la distribution de portance d'un avion donnant une forme d'onde de pression de bang supersonique faible. Darden a proposé une procédure et un programme pour la détermination automatique de la distribution de surface de section transversale de George et Seebass dans le document Minimisation du bang supersonique avec relâchement de pointe de nez émoussée NASA TP-1348, 1979.

Cependant, il n'a pas été possible de trouver une forme d'avion complète qui permette d'obtenir à la fois la conception à règle de surface indiquée ci-dessus et la conception à faible bang supersonique indiquée ci-dessus. De plus, on a eu des problèmes de développement d'un avion supersonique à faible bang.

Résumé de l'invention La présente invention a pour but de créer une forme d'avion supersonique complète qui permette d'obtenir des caractéristiques de faible bang supersonique et qui minimise également la traînée de formation d'onde.

Pour pouvoir obtenir à la fois une suppression du bang supersonique et une réduction de la traînée de formation d'onde, la forme d'avion supersonique complète de la présente invention n'utilise pas une forme de corps de nez émoussée mais utilise au contraire une configuration d'aile variable déployée vers l'avant, qui comporte un mécanisme permettant de faire varier l'ange de déploiement vers l'avant comme configuration d'aile principale.

A cet effet, selon la présente invention, on obtient à la fois la suppression des bangs supersoniques et la réduction de la traînée de génération d'onde en avançant l'aile principale pendant le vol supersonique de manière à faire varier la distribution de surface de section transversale équivalente de portance.

Comme la forme d'avion supersonique complète de la présente invention utilise une configuration d'aile variable déployée vers l'avant et équipée d'un mécanisme permettant de faire varier l'angle de déploiement vers l'avant comme configuration d'aile principale, l'angle de déploiement vers l'avant peut être réduit pour optimiser les perfor- mances pendant le décollage et l'atterrissage ainsi que pendant le vol supersonique. De plus, on peut régler l'angle de déploiement optimal vers l'avant pour réduire le bang supersonique, en réglant l'angle de dé- ploiement vers l'avant de manière à obtenir la distribution de surface de section transversale équivalente de portance optimale dans la direction axiale du corps de l'avion pendant le vol supersonique. Par suite, on peut obtenir à la fois une suppression des bangs supersoniques et une réduction de la traînée de formation d'onde.

Selon des caractéristiques avantageuses: l'avion comprend des moyens pour accumuler, sous forme de don- nées, les solutions théoriques relatives aux bangs supersoniques, qui fluctuent suivant la vitesse, l'altitude et le poids du corps de l'avion, et pour calculer l'angle de déploiement vers l'avant qui s'approche de la distribution de surface de section transversale équivalente optimale, à partir des informations de vitesse et d'altitude pendant le vol, - la distribution de surface de section transversale équivalente de portance est réglée sur la base des informations relatives à l'angle de déploiement vers l'avant de l'avion et à l'angle de déviation des surfa- ces d'ailerons de commande mobiles de l'aile principale, de manière à obtenir une distribution de surface de section transversale équiva- lente optimale pour les conditions de vol du vol supersonique, l'aile principale est constituée par des parties fixes fixées au fuselage, et des parties mobiles connectées à ces parties fixes, les parties d'aile principale fixes ayant la forme de base d'une aile essentiellement triangulaire, les parties d'aile principale mobiles ayant une structure dans laquelle l'extrémité de bout est courbée vers l'arrière, et l'angle de déploiement vers l'avant des parties d'aile principale mobiles étant réglable de manière variable.

Selon une autre caractéristique avantageuse de l'invention: des axes de pivot sont disposés dans les parties d'aile principale fixes de gauche et de droite pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de l'avion dans le vol supersonique, les parties d'aile principale mobiles de gauche et de droite étant connectées de manière à tourner autour des axes et comportant un mé- canisme d'entraînement pouvant pousser et tirer les parties d'extrémité de ces parties d'aile principale mobiles, de sorte qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en faisant fonctionner ce mécanisme, Dans ce cas on peut prévoir que: l'avion comprend en outre un actionneur d'entraînement unique et un mécanisme de liaison reliant les parties d'aile principale mobiles de gauche et de droite pour commander simultanément et symétriquement les parties de gauche et de droite, ou l'avion comprend en outre un embrayage interposé dans un mécanisme monté entre le mécanisme d'entraînement et les parties d'extrémité des parties d'aile principale mobiles, cet embrayage ayant pour fonction, en cas de panne de fonctionnement du dispositif d'entraînement, de réduire spontanément l'angle de déploiement vers l'avant et de régler un angle de déploiement vers l'avant qui convient pour le décollage ou l'atterrissage, sous l'effet de la traînée aérodynamique générée sur l'aile principale lorsque l'embrayage est débrayé, et/ ou l'avion comprend en outre des mécanismes de liaison de gauche et de droite montés sur des surfaces d'ailerons de commande mobiles de l'aile principale et ayant pour fonction d'éviter que des dispositifs à portance élevée de gauche et de droite fonctionnent dissymétri- quement pendant le décollage ou l'atterrissage, cette fonction étant maintenue même si l'angle de déploiement vers l'avant varie.

De plus, selon la présente invention et dans le cas d'un vol au-dessus de la mer dans lequel il n'y a pratiquement pas de limitations imposées aux bangs supersoniques, l'aile peut être réglée à l'angle de déploiement vers l'avant qui donne la traînée de formation d'onde minimale, de sorte qu'on peut régler un angle de déploiement vers l'avant se concentrant sur l'amélioration des performances de croisière.

De plus, en ce qui concerne l'augmentation de la traînée d'équilibrage qui est accompagnée par le mouvement vers l'arrière du centre aérodynamique pendant le vol supersonique dans le cas d'un avion à ailes fixes habituel, l'effet de ce mouvement peut être annulé par une augmentation de l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de façon que le centre aérodynamique soit déplacé vers l'avant; par suite, la traînée d'équilibrage peut être minimisée.

Brève description des dessins

La présente invention sera décrite ci-après de manière plus détaillée en se référant aux dessins annexés dans lesquels la figure 1 est un schéma montrant comment un corps d'aile déployé vers l'avant et un corps d'aile déployé vers l'arrière sont coupés par le plan de Mach, - la figure 2 est un diagramme représentant la surface de section transversale et la surface de section transversale équivalente de portance, coupées par le plan de Mach, et représentant également la distribution de la surface de section transversale équivalente dans la direction axiale du corps de l'avion, la figure 3 est un schéma montrant comment un corps d'aile déployé vers l'avant et un corps d'aile déployé vers l'arrière sont coupés par le cône de Mach, - la figure 4 est un diagramme représentant la surface de section transversale et la surface de section transversale équivalente de nnrtance, coupées par le cône de Mach, et représentant également la 3ution de la surface de section transversale équivalente dans la ion axiale du corps de l'avion, tire 5 est un schéma représentant les conditions de corps Dn d'une configuration à ailes déployées vers l'avant et d'une Lguration ordinaire, coupées par le plan de Mach perpendiculaire Ilan horizontal, gure 6 est un diagramme représentant la distribution de surface Section transversale dans un cas utilisant une aile déployée vers ant de manière variable, comparativement à une configuration m aire, figure 7 est un schéma représentant le mécanisme qui modifie ngle de déploiement vers l'avant des parties variables de l'aile incipale, entre le vol supersonique, le décollage, l'atterrissage ou le -1 subsonique, la figure 8 est un agrandissement partiel de la partie de mécanisme 30 d'entraînement d'aile principale qui est représentée dans la figure 7, la figure 9 est un schéma illustrant la disposition et le fonctionne- ment des surfaces d'ailerons de commande mobiles des parties mo- biles de l'aile principale, - la. figure 10 est une vue en plan représentant un cas dans lequel la 35 forme de plan de l'aile principale est conçue de manière à obtenir une distribution de surface de section transversale équivalente appropriée pendant le vol, - la figure 11 est un schéma représentant un exemple du mécanisme de liaison reliant la gauche de la droite par un actionneur unique de façon que les parties mobiles d'ailes principales de gauche et de droite se déplacent en conservant une symétrie gauche-droite, - la figure 12 est un schéma illustrant les surfaces de section transversale d'un avion réel et d'un corps rotationnel symétrique équivalent, - la figure 13 est un diagramme comparant la distribution de surface de section transversale d'un corps de Sears-Haack dans lequel la force de traînée de formation d'onde est minimisée, à la surface de section transversale d'un avion actuel, et - la figure 14 est un schéma illustrant le paradoxe entre une concep- tion à faible bang supersonique et une conception à règle de surface.

Description des modes de réalisation préférentiels

Le principe fondamental de la présente invention se base sur l'idée selon laquelle on peut imaginer une forme de corps d'avion dans laquelle la surface de section transversale équivalente basée sur la portance, peut être augmentée sans augmentation de la surface de section transversale conventionnelle basée sur le volume, cette idée étant étayée par l'hypothèse qu'une augmentation de la surface de section transversale équivalente basée sur la portance , qui est l'un des éléments déterminant la distribution de surface de section transversale équivalente, n'a pas d'effet direct sur la traînée de formation d'onde.

Spécifiquement, les auteurs de l'invention ont l'idée de créer une forme de corps d'avion dans laquelle on n'utilise pas, pour la partie de nez du corps d'avion, une forme de nez émoussée donnant une grande traînée de formation d'onde, mais dans laquelle on utilise au contraire des caractéristiques de bang supersonique réalisées en met-tant en oeuvre une configuration d'aile variable déployée vers l'avant, et en avançant l'angle de déploiement de l'aile principale pendant le vol supersonique, de façon que la surface de section transversale basée sur la portance soit déplacée vers l'avant, et que la traînée de formation d'onde soit également minimisée en assurant un grand rapport de fi- nesse pour minimiser ainsi la traînée de formation d'onde, tout en con- servant la distribution de surface de section transversale d'un corps de Sears-Haack.

La présente invention crée une configuration d'aile à dé- s ploiement variable vers l'avant qui permet la conception d'un avion supersonique permettant d'obtenir à la fois la suppression du bang supersonique et une réduction de la traînée de formation d'onde, de sorte que cet avion combine l'économie et la compatibilité avec l'environnement. Pour améliorer l'économie d'un avion supersonique, il est nécessaire de réduire la traînée du corps de l'avion et d'augmenter le rapport de finesse du corps à symétrie axiale équivalent et, de plus, la conception de la forme d'ensemble du corps de l'avion par une conception à règle de surface, ont été proposées comme procédés permettant de minimiser la traînée de foi nation d'onde, Cependant, lorsqu'un avion vole à des vitesses supersoniques, les ondes de choc générées par diverses parties du corps de l'avion atteignent le sol après avoir été égalisées et unifiées pendant leur propagation à travers l'atmosphère, et sont observées sous la forme d'une fluctuation de pression appelée bang supersonique. On dit que le bang supersonique du Concorde, qui est un avion supersonique typique pour passagers, est un son grossièrement équivalent à celui d'un coup de tonnerre tout proche. Comme le vol supersonique au-dessus des terres est interdit du fait des problèmes de bruit résultant des bangs supersoniques, il existe un problème d'adaptation pratique des avions supersoniques pour passagers. Pour réduire l'intensité des bangs supersoniques au-dessus des terres, on a proposé un procédé dans lequel l'unification des ondes de choc pendant la propagation à travers l'atmosphère est supprimée, de sorte que le bang supersonique est amené à atteindre le sol sous la forme d'une signature de pression de faible bang supersonique qui n'est pas une forme d'onde de type N. Comme les ondes de choc ont la propriété de se propager dans l'air d'autant plus rapidement que la distribution de pression est grande, on affirme qu'il est nécessaire de générer une onde de choc intense au ni-veau du nez de l'avion en donnant au corps de l'avion une forme à nez émoussé ou épointé, et en affaiblissant les ondes de choc qui suivent.

Cependant, une telle conception de corps d'avion à nez épointé ne peut satisfaire les exigences de la conception à règle de sur-face indiquée cidessus, de sorte qu'une augmentation de la force de traînée de formation d'onde est inévitable. La distribution de surface de section transversale équivalente de l'avion, destinée à donner une forme d'onde de pression à faible bang supersonique, présentée dans le document ci-dessus de George et Seebass, indique également que le corps de l'avion comporte un nez épointé, et qu'un procédé de conception assouplissant la forme de nez épointé de l'avion, selon Darden (Darden, C.M., Minimisation du bang supersonique par assouplissement de la forme de nez épointé , NASA TP1348, 1979), peiniet de réduire la force de traînée de formation d'onde, bien que l'intensité du bang supersonique soit légèrement augmentée. Cependant, il existe un échange entre le bang supersonique et la force de traînée de formation d'onde, de sorte qu'on a une détérioration résultante de l'un ou des deux effets.

La distribution de surface de section transversale équivalente proposée par Darden est constituée de deux éléments c'est-à-dire de la somme de la distribution de surface de section transversale obtenue en coupant le corps de l'avion par le plan de Mach, et de la distribution de surface de section transversale équivalente de portance dépendant de la génération de portance. La figure 1 représente les conditions de coupe du corps de l'avion par le plan de Mach; cette figure montre (sous une forme schématique) que si l'on effectue une comparaison en termes de plan de Mach pour la même position du fuselage, la portance est générée par une position plus en avant dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'avant, que dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'arrière.

La figure 2 représente la surface de section transversale basée sur le volume coupé par le plan de Mach, la surface de section transversale équivalente de portance basée sur la portance, et la distribution de la surface de section transversale équivalente dans la direction axiale du corps de l'avion, cette distribution étant déterminée comme la somme de ces deux surfaces de sections transversales. Cette figure indique que la distribution de surface de section transversale équivalente d'un avion supersonique réel est insuffisante, comparative- ment à la distribution de Darden, pour réaliser des caractéristiques de faible bang supersonique dans la moitié avant du corps de l'avion, et dépasse cette distribution de Darden dans la moitié arrière du corps de l'avion. Il est optimal, du point de vue de la théorie à faible bang, qu'il y s ait également une certaine quantité de distribution de surface de section transversale dans la moitié avant du corps de l'avion; cependant, comme représenté dans cette figure 2, la surface de section transversale équivalente de portance est, dans tous les cas, générée dans la partie arrière de l'axe de l'avion. Pour compenser cela et régler la distribution de surface de section transversale équivalente à une taille appropriée dans la moitié avant, le principe de base d'une forme à faible bang a mis en oeuvre, dans le passé, une augmentation de la surface de section transversale basée sur le volume, en épointant la partie de nez du corps de l'avion. Cependant, ce procédé tend à provoquer une augmentation de la traînée de formation d'onde, de sorte qu'il a été difficile d'obtenir des caractéristiques à la fois de faible bang et de faible traînée.

Dans la présente invention, on rend possible une augmentation de la surface de section transversale équivalente dans la moitié avant du corps de l'avion en produisant la distribution de la surface de section transversale équivalente (qui n'a que peu d'effet direct sur la traînée de formation d'onde) le long de la partie avant de l'axe de l'avion, au lieu d'augmenter le volume de la partie de nez du corps de l'avion; l'approche de base consiste à obtenir des caractéristiques à la fois de faible traînée de formation d'onde et de faible bang, tout en évi- tant d'épointer la partie de nez du corps de l'avion. On peut également prévoir intuitivement que la configuration d'aile déployée vers l'avant soit une configuration convenable pour atteindre ce but. Ici, la figure 4 représente la surface de section transversale équivalente de portance et la distribution de la surface de section transversale équivalente dans la direction axiale du corps de l'avion, dans les cas où le corps de l'avion est coupé pr le cône de Mach dont le sommet est placé sur l'axe du corps de l'avion comme représenté dans la figure 3.

On voit ici que la distribution de surface de section transversale équivalente dépendant de la portance, dans la moitié avant du corps de l'avion, est plus facilement possible dans le cas de la confi- guration d'aile déployée vers l'avant que dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'arrière. La figure 1 représente les conditions dans le cas où le corps de l'avion est coupé par le plan de Mach; d'autre part, la figure 3 représente les conditions dans le cas où le corps de l'avion est coupé par le cône de Mach. Comme on peut le voir également dans la figure 1, la génération de portance à partir des positions vers l'avant du corps de l'avion, se manifeste plus visiblement dans le cas de la con-figuration d'aile déployée vers l'avant que dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'arrière.

Dans la théorie linéaire de Darden, la distribution de surface de section transversale équivalente est déterminée en utilisant la distribution de portance dans le cas où le corps de l'avion est coupé par le plan de Mach orienté vers le bas et, dans ce procédé, la tendance à l'amélioration est plus relâchée que dans les cas où le corps de l'avion est coupé par le cône de Mach; cependant, dans ce cas également, la distribution de portance peut être poussée vers l'avant par la configuration d'aile déployée vers l'avant. On peut voir d'après la figure 4 qu'on s'approche plus d'une distribution de type Darden dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'avant que dans le cas de la configu- ration d'aile déployée vers l'arrière.

La distribution de surface de section transversale équivalente qui permet d'obtenir des caractéristiques de faible bang, comme proposé par Darden, fluctue suivant l'altitude de vol, la vitesse et le poids du corps de l'avion; idéalement, il est donc souhaitable de réali- ser la distribution optimale pour les conditions de vol au moment du vol. Dans le procédé selon lequel la moitié avant du fuselage est épointée, les caractéristiques de faible bang sont fondamentalement possibles dans un seul état de vol; cependant, il est difficile de modifier la foi nie de cette partie suivant les conditions de vol. Dans le cas d'une aile à déploiement variable vers l'avant, on peut faire varier l'aile jusqu'à l'angle de déploiement vers l'avant optimal suivant les conditions de vol, et l'on peut faire varier l'angle des surfaces d'ailerons de commande mobiles montés sur les bords avant et arrière de l'aile principale, en faisant ainsi varier la distribution de la portance et l'intensité de l'onde de choc dans la direction de déploie- ment de l'aile, en plus de la distribution de surface de l'aile dans une vue en plan, de sorte qu'on peut régler la surface de section transversale équivalente à une valeur proche de la valeur optimale. Cette capa-cité de réglage permet d'obtenir une économie optimale en réglant l'angle de déploiement vers l'avant à une valeur donnant à la fois des caractéristiques de faible bang et de faible traînée dans le cas d'un vol supersonique au-dessus des terres, et en réglant l'angle de déploiement vers l'avant dans une position destinée à réduire la traînée de formation d'onde dans le cas d'un vol au-dessus de la mer pour lequel il n'existe pratiquement pas d'exigences de réduction des bangs supersoniques.

La figure 5 représente les conditions du corps d'avion coupé par le plan de Mach perpendiculaire au plan horizontal. Cette figure montre comment la portance est générée à partir de positions plus en avant, sur le corps d'avion, dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'avant, que dans le cas de la configuration d'aile déployée vers l'arrière. Pour réduire la traînée de formation d'onde, il est nécessaire d'appliquer ce qu'on appelle la règle de surface. Ici, lorsque la distribution de la surface de section transversale est déterminée, le corps de l'avion est coupé annulairement par le plan de Mach correspondant au nombre de Mach du vol; on fait tourner ce plan autour de l'axe du corps de l'avion et l'on prend la valeur moyenne des surfaces de section transversale sur chaque plan de Mach. Cependant, comme représenté dans la figure 5, dans les cas où l'on prend cela comme plan de Mach perpendiculaire au plan horizontal, on voit que la partie d'aile principale est déjà comptée à partir du voisinage du nez du corps d'avion, que la valeur crête de la surface de section transversale de la partie d'aile principale est plus petite que celle d'une aile ordinaire, et que cette zone de distribution est également étirée dans la direction axiale du corps de l'avion, de sorte qu'on a un effet sur la réduction de la traînée de for- mation d'onde.

La figure 6 est un diagramme schématique représentant la distribution de surface de section transversale dans le cas où l'on utilise une configuration d'aile à déploiement variable vers l'avant. Comparativement à une configuration d'aile à déploiement vers l'arrière ordinaire ou configuration d'aile en delta, la distribution de surface de section transversale basée sur le volume du corps de l'avion, avec une configuration d'aile à déploiement vers l'avant variable, présente une plus petite valeur crête de la distribution de surface de section transversale, et l'on montre que la distribution est étirée vers l'avant. Le mouvement vers l'avant de cette distribution de surface de section transversale est faible en tex unes de quantité de surface de sectiontransversale, de sorte qu'il n'augmente pas la traînée de formation d'onde.

On constate, d'après ce qui précède, que l'utilisation d'une aile à déploiement vers l'avant variable permet d'obtenir des caractéristiques de faible bang et de faible traînée dans un vol supersonique, qu'elle permet également de réduire l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale pendant le décollage et l'atterrissage de façon que la portance maximum de l'aile principale, qui est nécessaire pour obtenir des performances de décollage et d'atterrissage favorables, puisse être conçue comme une grande valeur, et que, par suite, la sur-face d'aile principale nécessaire peut être conçue comme une faible va-leur.

Cependant, dans les cas où le stade de vol supersonique est terminé et où l'avion s'est approché de sa destination et a réduit l'angle de déploiement vers l'avant en préparation à l'atterrissage, s'il se produit un mauvais fonctionnement du mécanisme de commande, la portance correspondant à cet angle de déploiement vers l'avant est nettement insuffisante pour l'atterrissage de sorte qu'il existe un risque que l'avion soit placé dans une situation dangereuse. Comme sécurité de vol est une exigence préalable essentielle pour un avion, le mécanisme utilisé pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant doit être extrêmement fiable. Il est souhaitable de prévoir un mécanisme qui permette de réduire l'angle de déploiement vers l'avant de façon que la portance nécessaire puisse être obtenue même s'il existe par hasard un risque qu'un défaut de fonctionnement quelconque se produise.

Dans la présente invention, on prévoit donc un mécanisme d'embrayage qui permet de libérer le mécanisme de commande en panne, et l'on propose un mécanisme tel que l'aile principale soit amenée spontanément à revenir dans la direction qui réduit l'angle de déploiement vers l'avant, sous l'effet de la traînée aérodynamique générée par l'aile principale. Ce mécanisme de sécurité assure une fonction qui n'est possible que dans le cas d'une configuration d'aile à déploie-ment vers l'avant variable; dans le cas d'une configuration d'aile à dé- s ploiement vers l'arrière variable, même si l'on utilise un mécanisme d'embrayage, la traînée aérodynamique amène l'aile principale à se dé- placer dans une direction qui augmente encore plus l'angle de déploie- ment vers l'arrière.

De plus, dans le cas d'un avion civil ordinaire, l'utilisation d'un mécanisme qui lie mécaniquement la gauche et la droite de façon qu'il n'y ait pas de fonctionnement dissymétrique à gauche et à droite des volets, est nécessaire comme réglementation de navigabilité pour un avion civil. Il n'y a pas d'exemples d'utilisation de configurations d'ailes principales mettant en oeuvre des ailes à déploie- ment variable vers l'arrière dans un avion civil et, dans le cas d'exemples utilisés dans un avion militaire, les normes de sécurité d'un mécanisme de liaison gauche-droite, nécessaires dans un avion civil, sont absentes, de sorte qu'il n'y a pas d'exemples d'utilisation d'un tel mécanisme.

En ce qui concerne la configuration d'aile à déploiement vers l'avant variable, selon la présente invention, il n'y a pas d'exemples d'utilisation, ni dans un avion militaire ni dans un avion civil. Cependant cette configuration a été conçue pour être utilisée comme exigence préalable dans un avion civil, de sorte que l'utilisation d'un mécanisme de liaison gauche-droite telle que déterminée par la réglementation de navigabilité, est naturellement obligatoire. Dans un avion civil conventionnel, l'aile principale est fixée de façon qu'un mécanisme reliant les volets de gauche et de droite puisse être facilement installé. Cependant, dans le cas d'une aile à déploiement variable vers l'avant, comme l'aile principale tourne par rapport au fuselage, il est nécessaire d'avoir un arbre flexible ou un mécanisme de liaison flexible équivalent reliant les volets de gauche et de droite sans empêcher ce mouvement.

Cependant, le vol supersonique, la traînée de formation d'onde générée par l'aile principale peut être réduite en augmentant l'angle de déploiement vers l'avant de cette aile principale, de sorte qu'on peut réduire encore plus la traînée de formation d'onde pendant le vol supersonique en utilisant cela en combinaison avec une petite surface d'aile principale initialement conçue à partir d'un principe d'aile à déploiement variable. De la même manière, en ce qui concerne la frai- née d'équilibrage qui est accompagnée par le mouvement aérodynamique du centre aérodynamique vers l'arrière pendant le vol supersonique, on peut amener le centre aérodynamique à avancer géométriquement en faisant avancer l'aile principale elle-même de sorte que, dans son ensemble, le mouvement du centre aérodynamique est annulé, ce qui minimise la traînée d'équilibrage.

En ce qui concerne cet effet, le problème est résolu dans le cas du Concorde en déplaçant le carburant vers l'arrière. Dans le cas du F14 c'est-à-dire d'un avion de combat américain à ailes variables déployées vers l'arrière, de petites surfaces portantes d'ailettes aérody- namiques logées dans l'avant de l'aile principale sont déployées en correspondant ainsi à un effet égal au besoin de réduction de la traînée d'équilibrage pendant le vol supersonique, et en produisant un effet de réduction de l'assiette globale de l'avion pendant le vol supersonique.

Exemples

La figure 7 représente un exemple d'application de la pré-sente invention dans une vue en plan. Cette figure représente le principe de base de la configuration d'aile à déploiement vers l'avant variable qui est proposée pour donner des performances optimales suivant les conditions de vol respectives. Ainsi, pendant le décollage, l'atterrissage et le vol subsonique, l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale est réglé à une faible valeur comme indiqué par la ligne en pointillés du côté de l'aile gauche tandis que, pendant le vol super-sonique, l'angle est réglé à une grande valeur comme indiqué par la ligne en trait plein du côté de l'aile droite, de sorte que les bangs supersoniques sont réduits pendant le vol supersonique. Chacune des ailes principales de gauche et de droite est construite à partir d'une partie d'aile principale fixe 2 constituant la partie intérieure, et d'une partie d'ail principale mobile 3 constituant la partie extérieure. Les parties d'ailes principales mobiles de gauche et de droite 3 sont connectées au fuselage 1 ou aux parties d'ailes principales fixes 2 faisant saillie sur le fuselage, par l'intermédiaire d'axes de pivot 4 au voisinage des bases des ailes principales, et l'on prévoit un mécanisme dans lequel les parties d'extrémités sont poussées ou tirées et entraînées par des actionneurs qui génèrent un moment de rotation dans les parties d'ailes principales mobiles 3, de sorte qu'on peut faire varier l'angle de dé- ploiement vers l'avant.

Comme représenté dans l'agrandissement partiel de la figure 8, ce mécanisme d'entraînement des parties mobiles d'ailes principales 3 est un mécanisme de déploiement d'aile vers l'avant variable qui comporte des axes de pivot 4 sur les parties d'extrémités gauche et droite d'une structure de traverse 5 passant à travers le fuselage 1, tan-dis qu'à l'endroit des bases de fixation des parties mobiles d'ailes principales de gauche et de droite 3, une connexion est effectuée avec la structure de traverse par l'intermédiaire de ce mécanisme de pivot. De plus, à l'avant ou à l'arrière de la structure de traverse, les parties d'extrémité d'aile des parties mobiles 3 de l'aile principale, et les actionneurs 6 sont connectés par des tiges, tandis qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en entraînant ces actionneurs 6 qui poussent et tirent les parties d'extrémités d'ailes indiquées ci-dessus.

La figure 9 est une vue en plan d'un exemple d'application de la présente invention. Cette figure représente un exemple conçu de façon que les surfaces d'ailerons de commande mobiles 3a soient présentes non seulement sur les parties de bord arrières mais encore sur les parties de bord avant des parties d'aile principale mobiles 3 qui pet mettent de faire varier l'angle de déploiement vers l'avant. Ici, on règle la distribution de portance dans la direction d'emplacement des ailes selon leur envergure, en faisant varier indépendamment l'angle de déviation de chacune de ces surfaces d'ailerons de commande 3a, sui- vant la variation de l'angle de déploiement vers l'avant, de façon qu'on puisse obtenir une distribution de surface de section transversale équivalente qui soit idéale pour la réalisation des caractéristiques de faible bang.

Ces surfaces d'ailerons de commande mobiles 3a sont généralement appelées volets et ont pour but d'augmenter la portance de l'aile principale du fait que les parties de bords avant ou arrière de l'aile principale, construites à partir de parties d'articulation mécaniques ou de plaques extérieures flexibles formant un bloc d'une seule pièce avec l'aile, sont actionnées par des actionneurs dans la direction qui diminue l'angle de ces parties par rapport à l'aile principale. Les surfaces d'ailerons de commande 3a de la présente invention fonctionnent également sur le même principe de base; cependant, le but de ces surfaces d'ailerons de commande est de régler la distribution de portance dans la direction selon l'envergure de l'aile principale pendant le i o vol supersonique, de manière à obtenir une distribution optimale pour des caractéristiques de faible bang. Par suite, ce n'est pas toujours le cas qu'on abaisse ces volets pour augmenter la portance; on envisage également des parties qui réduisent la portance en relevant les volets au-dessus de l'aile principale, et ces volets ont également pour fonction de régler l'angle des parties de bord avant et des parties de bord arrière suivant la position dans la direction selon l'envergure de l'aile principale.

La figure 10 représente une vue en plan d'un exemple dans lequel la forme de vue en plan de l'aile principale est conçue de façon qu'on, obtienne préalablement une distribution de surface de section transversale équivalente optimale dans l'état de vol de l'avion. Cette aile principale consiste en parties fixes 2 qui sont fixées au fuselage 1, et en parties mobiles 3 qui sont connectées à ces parties fixes 2, de façon que les parties d'aile principale fixes 2 indiquées ci-dessus aient la configuration de base d'une aile essentiellement triangulaire. Les parties d'aile principale mobiles 3 indiquées ci-dessus ont une structure dans laquelle les parties de bouts d'extrémité sont courbées vers l'arrière, et l'on peut régler de manière variable l'angle de déploie- ment vers l'avant de ces parties d'aile principale mobiles 3, au moyen d'un mécanisme de pivot. Dans cet exemple, on donne aux parties de base des parties d'aile principale mobiles 3, une forme d'arc circulaire à l'endroit des deux bords avant et arrière, de manière à obtenir une structure de liaison douce entre les parties d'aile principales fixes 2 et les parties d'aile principale mobiles 3. Dans la configuration d'aile dé- ployée vers l'avant, les bords avant des parties d'aile principale mobiles 3 sont logées à l'intérieur des parties d'aile principale fixes 2, tandis que, pendant le décollage, l'atterrissage et le vol subsonique, les bords arrières sont logés à l'intérieur des parties d'aile principale fixes 2.

La figure 11 est une vue en plan d'un exemple d'application de la présente invention dans lequel on présuppose que les parties d'aile principale mobiles de gauche et de droite 3 se déplacent avec une symétrie gauche-droite. Par suite, on représente une dis-position dans laquelle les angles de déploiement vers l'avant des ailes principales de gauche et de droite sont commandées simultanément par 1 o un actionneur unique 6 et un mécanisme de liaison 7 qui relie la gauche et la droite. De plus, en ce qui concerne également les surfaces d'ailerons de commande mobiles 3a (généralement appelées volets), il est nécessaire que les portances de gauche et de droite soient équilibrées pendant le décollage et l'atterrissage. Par suite, dans la présente invention, on prévoit un mécanisme (non représenté dans les figures) qui relie ensemble les surfaces d'ailerons de commande correspondantes de gauche et de droite, de manière à éviter que des dispositifs à portance élevée de gauche et de droite fonctionnent dissymétriquement.

Le Concorde qui était le seul avion de transport superso- nique civil jamais construit, a été retiré du service en octobre 2003; de sorte qu'il n'y a maintenant plus d'avion supersonique en service comme avion de transport civil. Il n'y a actuellement pas de perspectives pour le développement d'un avion supersonique réel de la génération suivante devant succéder au Concorde (avec une capacité de 250 à 300 sièges). Cependant, au stade préliminaire, des recherches sur un avion supersonique d'affaires (SSBJ) ayant une capacité en sièges d'environ 8 à 10 sièges, et sur un petit SST ayant une capacité en sièges d'environ 20 à 30 sièges, sont poursuivies par la NASA aux Etats Unis et par les fabricants d'avions à réaction d'affaires, tandis que des recherches sur des formes de corps d'avions permettant d'obtenir à la fois une économie et la compatibilité avec l'environnement, sont actuellement très actives. Si ces buts sont atteints, il y a de grandes chances pour que le développement d'un SSBJ ou d'un petit SST devienne une réalité.

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Claims (14)

REVENDICATIONS

1 ) Avion supersonique comprenant un mécanisme qui permet un réglage variable de l'angle de déploiement vers l'avant dans la configuration d'aile principale, caractérisé en ce qu' on obtient à la fois la suppression des bangs supersoniques et la réduction de la traînée de génération d'onde en avançant l'aile principale pendant le vol supersonique de manière à faire varier la distribution de surface de section transversale équivalente de portance.

2 ) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'avion comprend des moyens pour accumuler, sous forme de données, les solutions théoriques relatives aux bangs supersoniques, qui fluc- tuent suivant la vitesse, l'altitude et le poids du corps de l'avion, et pour calculer l'angle de déploiement vers l'avant qui s'approche de la distribution de surface de section transversale équivalente optimale, à partir des informations de vitesse et d'altitude pendant le vol.

3 ) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que la distribution de surface de section transversale équivalente de portance est réglée sur la base des informations relatives à l'angle de déploiement vers l'avant de l'avion et à l'angle de déviation des surfaces d'ailerons de commande mobiles (3a) de l'aile principale, de manière à obtenir une distribution de surface de section transversale équivalente optimale pour les conditions de vol du vol supersonique.

4 ) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'aile principale est constituée par des parties fixes (2) fixées au fuselage (1), et des parties mobiles (3) connectées à ces parties fixes (2), les parties d'aile principale fixes (2) ayant la forme de base d'une aile essentiellement triangulaire, les parties d'aile principale mobiles (3) ayant une structure dans laquelle l'extrémité de bout est courbée vers l'arrière, et 2868754 ZA l'angle de déploiement vers l'avant des parties d'aile principale mobiles (3) étant réglable de manière variable.

5 ) Avion supersonique selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'aile principale est constituée par des parties fixes (2) fixées au fuselage (1), et des parties mobiles (3) connectées à ces parties fixes, les parties d'aile principale fixes (2) ayant la forme de base d'une aile essentielle-ment triangulaire, les parties d'aile principale mobiles (3) ayant une to structure dans laquelle l'extrémité de bout est courbée vers l'arrière, et l'angle de déploiement vers l'avant des parties d'aile principale mobiles (3) étant réglable de manière variable.

6 ) Avion supersonique selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'aile principale est constituée par des parties fixes (2) qui sont fixées au fuselage (1), et des parties mobiles (3) qui sont connectées à ces parties fixes (2), les parties d'aile principale fixes (2) ayant la forme de base d'une aile essentiellement triangulaire, les parties d'aile principale mo- biles (3) ayant une structure dans laquelle l'extrémité de bout est cour- bée vers l'arrière, et l'angle de déploiement vers l'avant des parties d'aile principale mobiles (3) étant réglable de manière variable.

7 ) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que des axes de pivot (4) sont disposés dans les parties d'aile principale fixes (2) de gauche et de droite pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de l'avion dans le vol supersonique, les parties d'aile principale mobiles (3) de gauche et de droite étant connectées de manière à tourner autour des axes (4) et comportant un mécanisme d'entraînement (5, 6) pouvant pousser et tirer les parties d'extrémité de ces parties d'aile principale mobiles (3), de sorte qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en faisant fonctionner ce mécanisme.

8 ) Avion supersonique selon la revendication 2, caractérisé en ce que des axes de pivot (4) sont disposés dans les parties d'aile principale fixes (2) de gauche et de droite pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de l'avion dans le vol supersonique, les parties d'aile principale mobiles (3) de gauche et de droite étant connectées de manière à tourner autour des axes (4) et comportant un mécanisme d'entraînement (5, 6) pouvant pousser et tirer les parties d'extrémité de ces parties d'aile principale mobiles (3), de sorte qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en faisant fonctionner le mécanisme.

9 ) Avion supersonique selon la revendication 3, caractérisé en ce que des axes de pivot (4) sont disposés dans les parties d'aile principale fixes (2) de gauche et de droite pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de l'avion dans le vol supersonique, les parties d'aile principale mobiles (3) de gauche et de droite étant connectées de manière à tourner autour des axes (4) et comportant un mécanisme d'entraînement (5, 6) pouvant pousser et tirer les parties d'extrémité de ces parties d'aile principale mobiles (3), de sorte qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en faisant fonctionner le mécanisme.

10 ) Avion supersonique selon la revendication 4, caractérisé en ce que des axes de pivot (4) sont disposés dans les parties d'aile principale fixes (2) de gauche et de droite pour faire varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale de l'avion dans le vol supersonique, les par- ties d'aile principale mobiles (3) de gauche et de droite étant connectées de manière à tourner autour des axes (4) et comportant un mécanisme d'entraînement (5, 6) pouvant pousser et tirer les parties d'extrémité de ces parties d'aile principale mobiles (3), de sorte qu'on fait varier l'angle de déploiement vers l'avant de l'aile principale en faisant fonctionner le mécanisme.

2868754 2,2, 11 ) Avion supersonique selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'avion comprend en outre un actionneur d'entraînement unique (6) et un mécanisme de liaison (7) reliant les parties d'aile principale mobiles (3) de gauche et de droite pour commander simultanément et symétriquement les parties de gauche et de droite.

12 ) Avion supersonique selon la revendication 7, caractérisé en ce que io l'avion comprend en outre un embrayage interposé dans un mécanisme monté entre le mécanisme d'entraînement et les parties d'extrémité des parties d'aile principale mobiles (3), cet embrayage ayant pour fonction, en cas de panne de fonctionnement du dispositif d'entraînement, de réduire spontanément l'angle de déploiement vers l'avant et de régler un angle de déploiement vers l'avant qui convient pour le décollage ou l'atterrissage, sous l'effet de la traînée aérodynamique générée sur l'aile principale lorsque l'embrayage est débrayé.

13 ) Avion supersonique selon la revendication 11, caractérisé en ce que l'avion comprend en outre un embrayage interposé dans un mécanisme monté entre le mécanisme d'entraînement et les parties d'extrémité des parties d'aile principale mobiles (3), cet embrayage ayant pour fonction, en cas de panne de fonctionnement du dispositif d'entraînement, de ré- duire spontanément l'angle de déploiement vers l'avant et de régler un angle de déploiement vers l'avant qui convient pour le décollage ou l'atterrissage, sous l'effet de la traînée aérodynamique générée sur l'aile principale lorsque l'embrayage est débrayé.

14 ) Avion supersonique selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'avion comprend des mécanismes de liaison de gauche et de droite montés sur des surfaces d'ailerons de commande mobiles (3a) de l'aile principale et ayant pour fonction d'éviter que des dispositifs à portance élevée de gauche et de droite fonctionnent dissymétriquement pendant 2868754 23 le décollage ou l'atterrissage, cette fonction étant maintenue même si l'angle de déploiement vers l'avant varie.

15 ) Avion supersonique selon la revendication 11, caractérisé en ce que l'avion comprend en outre des mécanismes de liaison de gauche et de droite montés sur des surfaces d'ailerons de commande mobiles (3a) de l'aile principale et ayant pour fonction d'éviter que des dispositifs à portance élevée de gauche et de droite fonctionnent dissymétriquement lo pendant le décollage ou l'atterrissage, cette fonction étant maintenue même si l'angle de déploiement vers l'avant varie.