FR2897837A1

FR2897837A1 - Aircraft wing, has sheet placed between central part and leading edge, where leading edge is constituted of stackable and dismountable rectilinear sections presenting angle opened towards bottom between consecutive rectilinear sections

Info

Publication number: FR2897837A1
Application number: FR0601728A
Authority: FR
Inventors: Zoltan Hubert
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2006-02-28
Filing date: 2006-02-28
Publication date: 2007-08-31
Also published as: FR2897837A3

Abstract

The wing has a sheet (4) placed between a central part (1) and a leading edge (2), and preformed batten providing an airfoil section. The leading edge is constituted of stackable and dismountable rectilinear sections presenting an angle opened towards bottom between consecutive rectilinear sections. A cable (7) is attached to the sheet in a point (8) close to the central part and trailing edge of the wing for connecting the sheet and central part. The cable is fixed and released in a differential manner through the action of a pilot to turn the aircraft.

Description

-1- Description-1- Description

La présente invention concerne une structure d'aile semi-rigide entoilée et pliable pour aéronefs et une méthode de pilotage en roulis associée. The present invention relates to a foldable and foldable semi-rigid wing structure for aircraft and an associated roll steering method.

Une structure entoilée est constituée d'une structure dure faite en pièces plus ou moins longilignes, comme des tubes en aluminium extrudé ou des profilés moulés, sur laquelle est tendue une toile qui forme la surface portante. A canvas structure consists of a hard structure made of more or less elongated pieces, such as extruded aluminum tubes or molded sections, on which is stretched a fabric that forms the bearing surface.

Il existe 3 grandes catégories de structures entoilées utilisées en aviation: la structure "delta-plane", le structure "ailes rigides" et la structure "tube et toiles". 1) La structure "delta-plane" est essentiellement constituée de bords d'attaques en tube ronds et d'une quille centrale, sur lesquels est tendue la toile. Des lattes préformées donnent le profil souhaité. Entre la quille centrale et les extrémités des ailes se forment 2 lobes, symétriques en ligne droite. Ces lobes sont dus à la combinaison de la tension dans la toile et la portance, et se retrouvent sur toutes les structures semi-rigides, comme les ailes des delta-planes mais aussi les voiles de bateaux ou les cerfs-volants. Le pilotage se fait par déplacement du centre de gravité, ce qui entraîne une asymétrie de la tension de ces 2 lobes et provoque la mise en virage. Le grand avantage de cette structure "delta-plane" est sa simplicité, tant du point de vue de la construction que du pliage et du pilotage. L'inconvénient majeur est la faible efficacité aérodynamique par la mauvaise maîtrise de -2- l'incidence le long de l'envergure. En effet, le bord d'attaque est toujours rectiligne, mais le bord de fuite suit la courbe du lobe, et ainsi l'incidence du profil varie énormément le long de l'envergure. 2) La structure "ailes rigides" résout le problème de la maîtrise de l'incidence avec des bords d'attaque toujours rectilignes et repliables le long de la partie centrale, mais sur lequel s'articulent des nervures repliables ayant une incidence fixée lors de la construction. La toile est tendue entre le bord d'attaque et le bord de fuite des nervures,, qui transmettent la portance au bord d'attaque qui travaille donc en torsion. Mais en même temps qu'elle résout le problème de l'efficacité aérodynamique en maîtrisant le vrillage le long de l'envergure, cette structure supprime les lobes qui servent aussi au pilotage. Ces aéronefs ont donc besoin de commandes par volets bien plus complexes de mise en oeuvre. Toutefois, ils restent pliables sans démonter d'éléments structuraux. 3) La structure "tube et toiles" est une des plus classiques en aviation, et comprend un bord d'attaque rigide, un bord de fuite rigide, avec des volets éventuellement, des nervures qui relient les deux et une toile tendue par-dessus. Les éléments durs sont fabriqués en aluminium, bois, matériaux composites ou tout autre matériau adapté. Cette structure a une très bonne efficacité aérodynamique, mais a besoin aussi de commandes par volets. Elle n'est en outre pas à proprement parler "pliable" mais seulement "démontable", puisqu'il faut démonter des éléments structuraux pour la "plier". Le grand -3- succès de cette structure s'explique par la possibilité du pilotage "3 axes" avec un manche: tangage, lacet et roulis. There are 3 main categories of canvas structures used in aviation: the "delta-plane" structure, the "rigid wings" structure and the "tube and canvas" structure. 1) The "delta-plane" structure consists essentially of round-tube attack edges and a central keel, on which the canvas is stretched. Preformed slats give the desired profile. Between the central keel and the ends of the wings are formed 2 lobes, symmetrical in a straight line. These lobes are due to the combination of tension in the fabric and lift, and are found on all semi-rigid structures, such as the wings of delta-planes but also the sails of boats or kites. The steering is done by displacement of the center of gravity, which causes an asymmetry of the tension of these 2 lobes and causes the turning. The great advantage of this "delta-plane" structure is its simplicity, from the point of view of construction as well as folding and steering. The major disadvantage is the low aerodynamic efficiency due to the poor control of the incidence along the wingspan. Indeed, the leading edge is always straight, but the trailing edge follows the curve of the lobe, and thus the incidence of the profile varies enormously along the span. 2) The "rigid wings" structure solves the problem of control of the incidence with leading edges always rectilinear and foldable along the central part, but on which articulate folding ribs having a fixed incidence during construction. The web is stretched between the leading edge and the trailing edge of the ribs, which transmit the lift to the leading edge which thus works in torsion. But while it solves the problem of aerodynamic efficiency by controlling the twisting along the span, this structure removes the lobes that are also used for steering. These aircraft therefore require much more complex shutter controls for implementation. However, they remain foldable without dismantling structural elements. 3) The structure "tube and canvas" is one of the most classic in aviation, and includes a rigid leading edge, a rigid trailing edge, with flaps optionally, ribs that connect the two and a canvas stretched over . Hard elements are made of aluminum, wood, composite materials or any other suitable material. This structure has a very good aerodynamic efficiency, but also needs shutter controls. It is also not strictly speaking "collapsible" but only "removable", since it is necessary to dismantle structural elements to "bend". The great success of this structure is explained by the possibility of piloting "3-axis" with a stick: pitch, yaw and roll.

Une amélioration de la structure "delta-plane" est l'utilisation d'un bord d'attaque moulé en matériaux composites à la place des tubes ronds, pouvant travailler en torsion et sur lequel une canne en bout d'aile permet de maîtriser l'incidence de l'extrémité de l'aile. On peut aussi utiliser une nervure repliable pour contrôler l'incidence du profil en bout d'aile, tout en laissant les lobes disponibles pour la mise en virage. An improvement of the "delta-plane" structure is the use of a composite molded leading edge instead of the round tubes, being able to work in torsion and on which a cane at the end of the wing makes it possible to control the incidence of the wing tip. A folding rib can also be used to control the incidence of the wingtip profile, while leaving the lobes available for cornering.

La présente invention a pour objet une structure et une méthode de pilotage reprenant les avantages de chacune des structures précédentes tout en éliminant les défauts associés. The subject of the present invention is a structure and a method of piloting the advantages of each of the preceding structures while eliminating the associated defects.

Le principe de base de l'invention est double: • un bord d'attaque (2) moulé, non rectiligne sur la 20 1/2 envergure, constitué de tronçons rectilignes présentant entre eux des angles (9) ouverts vers le bas; • une toile (4) tendue sur ce bord d'attaque (2) et reliée à la partie centrale (1) par un câble (7) 25 qui est commandé par le pilote. -4- Il sera mieux compris en se référant aux figures: • la figure 1 représente une vue de dessus de l'aile droite d'une structure typique selon l'invention; • la figure 2 représente une vue de face d'un bord d'attaque gauche selon l'invention; • la figure 3 représente une vue de derrière des 2 ailes droite et gauche selon l'invention; • les figure 4a à 4c représentent 3 sections de l'aile aux 3 endroits indiqués sur la figure 3; • la figure 5 représente le principe de pilotage selon l'invention dans une vue de derrière. The basic principle of the invention is twofold: a molded, non-rectilinear leading edge (2) on the half-span, consisting of rectilinear sections presenting between them angles (9) open towards the bottom; • a web (4) stretched on the leading edge (2) and connected to the central portion (1) by a cable (7) 25 which is controlled by the pilot. It will be better understood with reference to the figures: FIG. 1 represents a view from above of the right wing of a typical structure according to the invention; FIG. 2 represents a front view of a left leading edge according to the invention; FIG. 3 represents a rear view of the left and right wings according to the invention; FIGS. 4a to 4c represent 3 sections of the wing at the 3 locations indicated in FIG. 3; • Figure 5 shows the driving principle according to the invention in a rear view.

L'invention est une amélioration de la structure "delta- plane", et comprend donc une partie centrale (1), appelée 15 quille ou fuselage, et de chaque coté (voir figure 1): • un bord d'attaque moulé en matériaux composites (2), fixé à la partie centrale (1) par une liaison pivot (3) permettant le pliage vers l'arrière le long d.e la partie centrale; 20 • de moyens pour empêcher le repliement involontaire du bord d'attaque (2) vers l'arrière le long de la partie centrale (1); • une toile (4) tendue entre le bord d'attaque (2) et la partie centrale (1), pouvant présenter une 25 double surface (extrados (10) et intrados (11)) sur une partie du profil; • des raidisseurs préformés (5), appelés "lattes", donnant le profil aérodynamique souhaité; • un ou plusieurs éléments (6) proches du saumon de 30 l'aile, dans une direction transverse au bord d'attaque (2), par exemple une nervure articulée. -5- La toile (4) tendue entre le bord d'attaque (2) et la partie centrale (1) forme la surface portante. Comme pour les deltaplanes et les voiles de bateaux, la tension dans la toile et la portance forment des lobes au bord de fuite de l'aile (voir figure 3). Plus la tension est grande, moins le lobe sera prononcé, mais aussi plus la toile (4) et le bord d'attaque (2) devront être rigides. La courbure du lobe du bord de fuite de l'aile est ainsi un paramètre maîtrisé par le constructeur, en jouant sur la rigidité du bord d'attaque (2) et la tension dans la toile (4). Il suffit alors de fabriquer le bord d'attaque (2) selon une courbe identique au bord de fuite prévu par les calculs aérodynamiques pour que l'incidence soit constante le long de l'envergure. Comme il n'est pas pratique de fabriquer des éléments courbes, on préfère décomposer la courbe du bord d'attaque en une succession de segments droits, qui seront inévitablement tels que l'angle (9) entre 2 tronçons consécutifs est ouvert vers le bas. Plus le nombre de tronçons est grand, plus le bord d'attaque et le bord de fuite seront parallèles. Dans la pratique, 2 tronçons par aile sera un bon compromis entre performance et simplicité. The invention is an improvement of the "delta-plane" structure, and therefore comprises a central part (1), called keel or fuselage, and on each side (see FIG. 1): a molded leading edge made of materials composites (2), fixed to the central part (1) by a pivot connection (3) allowing folding backwards along the central part; Means for preventing inadvertent folding of the leading edge (2) rearwardly along the central portion (1); • a web (4) stretched between the leading edge (2) and the central portion (1), which may have a double surface (extrados (10) and intrados (11)) on a portion of the profile; • preformed stiffeners (5), called "battens", giving the desired airfoil; • one or more elements (6) close to the salmon of the wing, in a direction transverse to the leading edge (2), for example an articulated rib. The fabric (4) stretched between the leading edge (2) and the central portion (1) forms the bearing surface. As with hang-gliders and boat sails, the tension in the canvas and the lift form lobes at the trailing edge of the wing (see Figure 3). The higher the tension, the less the lobe will be pronounced, but also the canvas (4) and the leading edge (2) must be rigid. The curvature of the lobe of the trailing edge of the wing is thus a parameter controlled by the manufacturer, by acting on the stiffness of the leading edge (2) and the tension in the web (4). It is then sufficient to manufacture the leading edge (2) in a curve identical to the trailing edge provided by the aerodynamic calculations so that the incidence is constant along the span. Since it is not practical to manufacture curved elements, it is preferred to decompose the curve of the leading edge into a succession of straight segments, which will inevitably be such that the angle (9) between two consecutive segments is open towards the bottom. . The greater the number of sections, the more the leading edge and the trailing edge will be parallel. In practice, 2 sections per wing will be a good compromise between performance and simplicity.

Comme nous venons de le voir, plus la tension est grande, moins le lobe sera prononcé. Il est donc possible d'ajuster la courbure du bord de fuite après fabrication du bord d'attaque (2) en jouant sur la tension du bord de fuite de la toile (4). On peut exploiter ce phénomène de plusieurs façons: par exemple en tendant plus ou moins la toile (4) au montage pour compenser le vieillissement des matériaux, mais aussi en faisant varier en vol la tension et donc l'incidence le long de l'envergure, et en particulier en la faisant varier différentiellement entre l'aile gauche et l'aile droite, et provoquer ainsi la mise en virage (voir figure 5). Pour cet effet, la toile (4) sera reliée à des éléments de commande (12) situés dans ou sur la partie centrale (1) par un câble (7). Ce câble (7) sera avantageusement attaché à la toile (4) en un point (8) proche du bord de fuite et de la partie centrale (1) de l'aéronef. L'effet maximal de la variation des lobes sera un changement d'incidence au milieu de chaque aile, donc essentiellement du roulis. As we have just seen, the greater the tension, the less pronounced the lobe will be. It is therefore possible to adjust the curvature of the trailing edge after manufacture of the leading edge (2) by adjusting the tension of the trailing edge of the fabric (4). This phenomenon can be exploited in several ways: for example by tending more or less the fabric (4) to the assembly to compensate for the aging of the materials, but also by varying in flight the tension and therefore the incidence along the span , and in particular by varying it differentially between the left wing and the right wing, and thus causing the turning (see Figure 5). For this purpose, the fabric (4) will be connected to control elements (12) located in or on the central part (1) by a cable (7). This cable (7) is advantageously attached to the fabric (4) at a point (8) close to the trailing edge and the central portion (1) of the aircraft. The maximum effect of the variation of the lobes will be a change of incidence in the middle of each wing, thus essentially of the roll.

En prenant l'exemple de la figure 5, en inclinant le manche à droite, celui-ci tend le câble relié à la toile de l'aile gauche et relâche le câble relié à la toile de l'aile droite. Alors, le bord de fuite au centre de l'aile droite se lève, donc l'incidence au centre de l'aile droite baisse, donc l'aile droite baisse. L'effet est inverse côté gauche, qui monte. On obtient donc une inclinaison vers la droite, comme avec des ailerons classiques, et donc une mise en virage vers la droite. Taking the example of Figure 5, tilting the handle to the right, it stretches the cable connected to the canvas of the left wing and releases the cable connected to the canvas of the right wing. Then, the trailing edge in the center of the right wing rises, so the incidence in the center of the right wing drops, so the right wing down. The effect is inverse left side, which goes up. So we get a tilt to the right, as with conventional fins, and therefore a turn to the right.

Par sa structure, l'aile selon l'invention est aussi facilement pliable qu'un "delta-plane" ou une "aile rigide" classiques: une fois débloqué le maintient entre le bord d'attaque (2) et la partie centrale (1), et une fois relâché la tension dans la toile (4), le bord d'attaque (2) se replie vers l'arrière le long de la partie centrale (1) de l'aéronef en pivotant autour des pivots (3) sans démonter d'élément structurel.30 -7- De plus, comme tous les éléments de pilotage (12) sont dans ou sur la partie centrale (1), ils n'ont pas besoin d'êtres démontés lors du pliage: le câble (7) qui relie la toile (4) et la partie centrale (1) peut donc rester en place, et sa souplesse permet le pliage. By its structure, the wing according to the invention is as easily foldable as a conventional "delta-plane" or "rigid wing": once unlocked it maintains between the leading edge (2) and the central part ( 1), and once released the tension in the web (4), the leading edge (2) folds backward along the central part (1) of the aircraft by pivoting about the pivots (3). ) Moreover, since all the control elements (12) are in or on the central part (1), they do not need to be disassembled during folding: the cable (7) which connects the fabric (4) and the central portion (1) can remain in place, and its flexibility allows folding.

Une amélioration encore plus avantageuse de l'invention est de fabriquer chaque bord d'attaque en 2 tronçons rectilignes démontables et emboîtables : on améliore ainsi encore les possibilités de pliage. An even more advantageous improvement of the invention is to manufacture each leading edge in two rectilinear sections removable and nestable: thus further improves the possibilities of folding.

On peut avantageusement combiner une aile selon l'invention avec un fuselage ayant un empennage traditionnel et réaliser un aéronef avec pilotage "3 axes".15 It is advantageously possible to combine a wing according to the invention with a fuselage having a traditional tailplane and to make an aircraft with "3-axis" steering.

Claims

claims

1) Aircraft wing composed of a central portion (1), and on each side of a leading edge (2), a web (4) stretched between said central portion (1) and said edge etching (2), and preformed slats (5) giving the desired aerodynamic profile to said web (4), characterized in that said leading edge (2) consists of at least 2 rectilinear sections presenting, in a front view, an angle (9) open downwards between the consecutive sections, and in that said fabric (4) is connected to said central part (1) by a cable (7) attached to said fabric (4) in a point (8) close to said central part (1) and the trailing edge of said wing, and in that the two cables (7) respectively of the left wing and the right wing can be stretched and released in differential flight by the action of the pilot to cause the turning of said aircraft.