FR3022217A1 - CONVERTIBLE AIRCRAFT WITH TILTING WING - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un aéronef convertible à aile basculante comprenant : - un fuselage (F), - une aile dont au moins une partie est basculante (AB) par rapport au fuselage (F) selon un axe (A) de rotation sensiblement perpendiculaire à l'axe (AL) longitudinal du fuselage (F), caractérisé en ce qu'il comprend en outre : - une première nacelle (N1) comprenant un premier rotor (R1) caréné (C1) et une deuxième nacelle (N2) comprenant un deuxième rotor (R2) caréné (C2), les deux nacelles (N1, N2) étant chacune solidaires d'une extrémité de la partie basculante de l'aile (AB), les plans de symétrie des nacelles et des rotors étant sensiblement dans le prolongement de l'axe (A) de rotation de la partie basculante de l'aile.The invention relates to a convertible aircraft with tilting wing comprising: - a fuselage (F), - a wing of which at least one part is tilting (AB) relative to the fuselage (F) along an axis (A) of rotation substantially perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F), characterized in that it further comprises: - a first nacelle (N1) comprising a first ducted rotor (R1) (C1) and a second nacelle (N2) comprising a second streamlined (R2) rotor (C2), the two pods (N1, N2) being each integral with one end of the tilting portion of the wing (AB), the plane of symmetry of the pods and the rotors being substantially in the extension of the axis (A) of rotation of the tilting portion of the wing.
Description
Aéronef convertible à aile basculante La présente invention concerne le domaine aéronautique, plus particulièrement le domaine des aéronefs convertibles à rotors carénés basculants fixés en bout d'aile, ces rotors carénés étant appelés « nacelles ». Les documents FR 1.406.674 et US 3,061,242 enseignent de tels aéronefs à ailes fixes et nacelles pivotantes en bout d'aile. Selon la position des nacelles, ces aéronefs peuvent ou bien se déplacer à la verticale avec une vitesse de translation faible comme les hélicoptères dans un mode « hélicoptère », ou bien se déplacer à l'horizontal à des vitesses plus élevées comme les avions dans un mode « avion ». Ces aéronefs proposent une solution de propulsion plus avantageuse en termes de vitesse maximale et de stabilité que les hélicoptères. Mais à puissance installée égale, lesdits aéronefs ne peuvent emporter autant de charges et de passagers que les hélicoptères. En effet, leur système de propulsion nécessite de lourds carénages, dont la masse mais également les forces aérodynamiques s'exerçant sur eux affectent défavorablement la structure de l'aéronef. La masse de ces aéronefs est de fait supérieure à celle des hélicoptères de même capacité. Le document U55,141,176 enseigne un aéronef à aile basculante supportant des moteurs et des hélices dont les axes de rotation sont compris dans le plan de l'aile mais décalées vers l'avant du fuselage par rapport à l'axe de pivotement de l'aile. Cependant, par cet agencement d'aile, de moteur et d'hélices, le poids des hélices et la poussée qu'elles exercent affectent défavorablement la structure de l'aéronef lors du passage d'un mode de vol à l'autre. En outre, le changement de position des moteurs pour passer d'un mode à un autre rend l'aéronef instable et difficile à contrôler. Enfin, les hélices ne sont pas carénées et le rajout d'un carénage alourdirait la structure amplifiant le porte-à-faux et la nécessité de mouvoir l'ensemble par des actionneurs puissants et par conséquent lourds, pénalisant ainsi les performances et la stabilité de l'aéronef. Dans la pratique, la production en série d'un aéronef convertible qui aurait une capacité d'emport fortement minorée par rapport aux hélicoptères 5 concurrents serait difficilement viable. Ainsi, il existe un besoin incontestable de proposer un aéronef convertible à rotors carénés limitant l'impact du surpoids généré par leurs carénages, tout en assurant les performances attendues des aéronefs convertibles à rotors carénés basculants, et ce durant toutes les phases de vol. 10 La présente invention a pour objectif de pallier un ou plusieurs des inconvénients de l'art antérieur en proposant un aéronef à aile basculante plus stable et plus facilement contrôlable dont la masse serait réduite ainsi que le 15 coût de fabrication. À cet effet, l'invention concerne un aéronef convertible à aile basculante comprenant : - un fuselage, - une aile dont au moins une partie est basculante (AB) par rapport 20 au fuselage selon un axe de rotation sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal du fuselage, caractérisé en ce qu'il comprend en outre : - une première nacelle comprenant un premier rotor caréné et une deuxième nacelle comprenant un deuxième rotor caréné, les deux 25 nacelles étant chacune solidaires d'une extrémité de la partie basculante de l'aile basculante, les plans de symétrie des nacelles et des rotors étant dans le prolongement de l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile, afin d'éviter tout moment fléchissant causé par la poussée des rotors, l'axe de rotation correspondant à un axe de rotation de 30 l'ensemble aile-nacelles.The present invention relates to the aeronautical field, more particularly to the field of convertible aircraft with tilting winged rotor rotors fixed at the end of the wing, these streamlined rotors being called "nacelles". FR 1,406,674 and US 3,061,242 teach such aircraft with fixed wings and swivel pods at the end of the wing. Depending on the position of the nacelles, these aircraft may either move vertically with a low translational speed as helicopters in a "helicopter" mode, or move horizontally at higher speeds such as aircraft in a airplane mode ". These aircraft offer a better propulsion solution in terms of maximum speed and stability than helicopters. But at equal installed power, said aircraft can not carry as many loads and passengers as helicopters. Indeed, their propulsion system requires heavy fairings, whose mass but also the aerodynamic forces exerted on them adversely affect the structure of the aircraft. The mass of these aircraft is actually greater than that of helicopters of the same capacity. Document U55,141,176 teaches a tilting wing aircraft supporting engines and propellers whose axes of rotation are included in the plane of the wing but offset towards the front of the fuselage with respect to the pivot axis of the wing. However, by this arrangement of wing, motor and propellers, the weight of the propellers and the thrust they exert unfavorably affect the structure of the aircraft when switching from one flight mode to another. In addition, changing the position of the engines to switch from one mode to another makes the aircraft unstable and difficult to control. Finally, the propellers are not keeled and the addition of a fairing would weigh down the structure amplifying the cantilever and the need to move the assembly by powerful and therefore heavy actuators, thus penalizing the performance and stability of the aircraft. In practice, the mass production of a convertible aircraft which would have a much lower carry capacity compared to competing helicopters would be difficult to sustain. Thus, there is an undeniable need to propose a convertible aircraft with faired rotors limiting the impact of the overweight generated by their fairings, while ensuring the expected performance of convertible aircraft with tilting rotor rotors, and this during all phases of flight. It is an object of the present invention to overcome one or more of the disadvantages of the prior art by providing a more stable and more controllable tilting wing aircraft whose mass is reduced as well as the cost of manufacture. To this end, the invention relates to a convertible aircraft with tilting wing comprising: - a fuselage, - a wing of which at least one part is tilting (AB) with respect to the fuselage along an axis of rotation substantially perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage, characterized in that it further comprises: a first nacelle comprising a first ducted rotor and a second nacelle comprising a second ducted rotor, the two nacelles being each secured to one end of the tilting part of the tilting wing, the planes of symmetry of the nacelles and the rotors being in the extension of the axis of rotation of the tilting part of the wing, in order to avoid any bending moment caused by the thrust of the rotors, the axis of rotation corresponding to an axis of rotation of the wing-pod assembly.
Selon une autre particularité, les plans des rotors contiennent sensiblement l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile, l'axe contenant les centres des rotors étant sensiblement décalé par rapport à l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile.According to another feature, the planes of the rotors substantially contain the axis of rotation of the tilting portion of the wing, the axis containing the centers of the rotors being substantially offset relative to the axis of rotation of the tilting portion of the rotor. 'wing.
Selon une autre particularité, l'aéronef comprend un mécanisme d'actionnement et un dispositif de contrôle et commande du dispositif d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile et les nacelles en fonction des phases de vol souhaitées parmi un vol vertical, horizontal ou transitoire, selon le choix du pilote. Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement de la partie basculante est disposé sur le dessus du fuselage dans une partie fixe de l'aile solidaire du haut du fuselage, la partie basculante de l'aile formant une découpe en U, dont les jambes viennent s'emboiter en position vol horizontal dans la partie fixe, afin de minimiser la tramée et dont la partie centrale du U surplombe le fuselage et les jambes encadrent le fuselage en position vol vertical ou transitoire.According to another particularity, the aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles according to the phases of flight. desired from a vertical, horizontal or transient flight, depending on the pilot's choice. According to another feature, the actuating mechanism of the tilting portion is disposed on the top of the fuselage in a fixed part of the fixed wing of the top of the fuselage, the tilting portion of the wing forming a U-shaped cutout, whose legs come to nest in horizontal flight position in the fixed part, to minimize the halftone and whose central part of the U overhangs the fuselage and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position.
Selon une autre particularité, la partie fixe de l'aile solidaire du haut du fuselage a une forme en T dont les extrémités de la partie fixe formant la barre du T dépassent de part et d'autre du fuselage et vers l'arrière par rapport aux carénages des nacelles.According to another particularity, the fixed part of the fused wing of the top of the fuselage has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage and backwards relative to the fuselage. the fairings of the nacelles.
Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur solidaire de la partie basculante de l'aile, l'actionneur étant muni d'un pignon apte à tourner sur une demi-roue dentée solidaire du fuselage pour assurer le basculement de la partie basculante de l'aile.According to another feature, the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the tilting portion of the wing, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the fuselage to ensure the tilting of the tilting part of the wing.
Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur solidaire du fuselage, l'actionneur étant muni d'un pignon apte à tourner sur une demi-roue dentée solidaire de la partie basculante de l'aile pour assurer le basculement de la partie basculante de l'aile. Selon une autre particularité, l'axe de rotation est aligné avec le centre de 5 poussée des nacelles, situé environ à 30% de la corde des carénages des nacelles, en partant de l'avant et en se déplaçant vers l'arrière. Selon une autre particularité, les bords d'attaque de la partie basculante de l'aile et la jointure entre la partie basculante de l'aile et les nacelles sont 10 optimisés pour envoyer les tourbillons marginaux de l'aile à l'extérieur des nacelles. Selon une autre particularité, l'aéronef comprend en outre au moins un moteur dont le couple est apte à être transmis, par une boîte de transmission 15 comprise dans le fuselage, à deux arbres de transmission installés dans des paliers solidaires du fuselage et traversant des roulements pour entraîner les rotors des nacelles. Selon une autre particularité, un générateur électrique est accouplé à un 20 moteur thermique et à un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice de chaque nacelle. Selon une autre particularité, les deux arbres de transmission sont 25 prolongés de cardans aptes à entraîner les rotors des nacelles. Selon une autre particularité, l'aile est équipée de becs d'attaques mobiles, d'aérofreins, d'ailerons ou de volets hypersustentateurs. 30 Selon une autre particularité, la première nacelle comprend un premier volet au moins partiellement mobile en sortie du premier rotor caréné, la deuxième nacelle comprenant un deuxième volet au moins partiellement mobile en sortie du deuxième rotor caréné, le premier volet et le deuxième volet étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles à l'axe de rotation de l'aile.According to another feature, the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the fuselage, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the tilting portion of the wing to ensure the tilting of the tilting part of the wing. According to another feature, the axis of rotation is aligned with the center of push pods, located about 30% of the rope fairings nacelles, starting from the front and moving backwards. According to another feature, the leading edges of the tilting portion of the wing and the joint between the tilting portion of the wing and the pods are optimized to send the marginal vortices of the wing to the outside of the pods. . According to another particularity, the aircraft further comprises at least one engine whose torque is adapted to be transmitted, by a transmission box included in the fuselage, to two transmission shafts installed in integral bearings of the fuselage and passing through bearings for driving the rotors of the nacelles. According to another particularity, an electric generator is coupled to a heat engine and to an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the propeller cones of each nacelle. According to another particularity, the two transmission shafts are extended by cardan shafts capable of driving the rotors of the nacelles. According to another feature, the wing is equipped with moving attack nozzles, airbrakes, fins or flaps high lift. According to another feature, the first nacelle comprises a first at least partially movable flap at the outlet of the first ducted rotor, the second nacelle comprising a second flap at least partially movable at the outlet of the second ducted rotor, the first flap and the second flap being mounted in rotation about axes substantially parallel to the axis of rotation of the wing.
Selon une autre particularité, le premier volet et le deuxième volet s'étendent au moins sur la totalité de la largeur de la première nacelle et respectivement la deuxième nacelle. Selon une autre particularité, le premier volet et le deuxième volet sont 10 actionnables sélectivement par un mécanisme soit de manière symétrique, soit de manière dissymétrique. Selon une autre particularité, la transmission de la puissance vers les rotors est réalisée par des câbles électriques dans le cas où les rotors sont 15 actionnés par des moteurs électriques. Selon une autre particularité, chaque nacelle comprend dans chaque cône d'hélice une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor. 20 Selon une autre particularité, chaque nacelle comporte un cône d'hélice solidaire du carénage par le moyen d'une traverse dont les deux extrémités sont fixées au carénage, ledit cône d'hélice incorporant soit la boite de renvoi, soit un moteur électrique 25 Selon une autre particularité, chaque nacelle comprend une autre traverse perpendiculaire à la première traverse formant ainsi une croix à l'intérieur du carénage. Selon une autre particularité, l'aéronef comprend en outre un rotor caréné 30 installé en position sensiblement horizontal à une des extrémités du fuselage.According to another feature, the first component and the second component extend at least over the entire width of the first nacelle and respectively the second nacelle. According to another feature, the first flap and the second flap are operable selectively by a mechanism either symmetrically or asymmetrically. According to another particularity, the transmission of power to the rotors is carried out by electric cables in the case where the rotors are actuated by electric motors. According to another feature, each nacelle comprises in each helical cone a mechanical gearbox and the means of varying the pitch of each rotor. According to another feature, each nacelle comprises a helical cone secured to the fairing by means of a cross member whose two ends are fixed to the fairing, said helical cone incorporating either the gearbox or an electric motor. In another feature, each nacelle comprises another cross perpendicular to the first cross thereby forming a cross inside the fairing. According to another feature, the aircraft further comprises a shrouded rotor 30 installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage.
Selon une autre particularité, le rotor caréné est installé en position horizontale à l'extrémité avant de l'aéronef, l'aéronef comprenant deux ailes de type canard situées de part et d'autre du fuselage.According to another feature, the ducted rotor is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft, the aircraft comprising two duck-type wings located on either side of the fuselage.
Selon une autre particularité, l'aéronef comprend un empennage muni d'au moins un stabilisateur et d'au moins une dérive. Selon une autre particularité, le ou les stabilisateurs et la ou les dérives sont équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur et/ou d'au 10 moins une gouverne de direction. D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés : 15 La figure 1 est une vue en perspective d'un fuselage dont les nacelles sont orientées en mode avion, La figure 2 est une vue en perspective d'un fuselage dont les nacelles sont orientées en mode hélicoptère, La figure 3 est une vue de haut de l'ensemble aile-nacelles en 20 transparence, La figure 4 est une vue transversale de l'actionneur de l'aile pour un mode « avion », La figure 5 est une vue du dessus de l'aile représentant la partie basculante de l'aile et la partie fixe de l'aile pour un mode « avion », 25 La figure 6 représente un schéma des forces appliquées à un système de nacelles basculantes fixées en bout d'aile, La figure 7 est un schéma des forces appliquées à une configuration aile-nacelles structurellement continue, La figure 8 est un schéma représentant la position des arbres de 30 transmission du couple moteur au rotor par rapport à l'axe de rotation de l'aile basculante, La figure 9 représente une vue en perspective du mécanisme d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile et les nacelles ainsi que la boîte de transmission pour un mode « hélicoptère ».According to another particularity, the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer and at least one drift. According to another feature, the stabilizer (s) and the drift (s) are respectively equipped with at least one elevator and / or at least one rudder. Other features and advantages of the present invention will emerge more clearly on reading the following description, made with reference to the accompanying drawings: FIG. 1 is a perspective view of a fuselage whose pods are oriented in the FIG. 2 is a perspective view of a fuselage whose nacelles are oriented in helicopter mode; FIG. 3 is a top view of the wing-pod assembly in transparency; FIG. 4 is a transverse view of FIG. The wing actuator for an "airplane" mode. FIG. 5 is a top view of the wing showing the tilting portion of the wing and the fixed portion of the wing for an "airplane" mode. FIG. 6 represents a diagram of the forces applied to a system of tilting nacelles fixed at the end of the wing, FIG. 7 is a diagram of the forces applied to a structurally continuous wing-nacelle configuration. FIG. 8 is a diagram representing the position of the transmission shaft of the engine torque to the rotor relative to the axis of rotation of the tilting wing, Figure 9 shows a perspective view of the actuating mechanism ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and nacelles as well as the gearbox for a "helicopter" mode.
Les mêmes éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. L'invention va être décrite en référence aux figures énumérées ci-10 dessus. L'invention prévoit une aile montée basculante par rapport à un fuselage et au moins deux nacelles (Ni, Ni), chacune monté fixe aux extrémités d'une partie basculante (AB) de l'aile. La partie basculante (AB) de l'aile est monobloc 15 avec les nacelles (Ni, N2) pour former un ensemble aile-nacelles. La partie basculante (AB) de l'aile constitue une structure continue d'une nacelle (Ni, N2) à l'autre. Ladite structure bascule autour d'un axe (A) de rotation sensiblement transversal au fuselage (F), préférentiellement perpendiculaire à l'axe longitudinal (AL) du fuselage (F). 20 Les systèmes d'entraînement en rotation de l'ensemble aile-nacelles sont fixés au fuselage lui-même. Leur positionnement sur l'axe (A) de rotation transversal au fuselage (F) est donc libre, au contraire d'un système actionneur situé exclusivement en bout d'aile. 25 Dans une configuration classique avec des nacelles basculantes en bout d'aile, les points d'attache des nacelles sur les ailes sont des roulements. D'un point de vue physique d'après la figure 6, le bilan des forces appliquées sur l'ensemble des ailes (10) et des nacelles (Ni) est l'égalité entre les forces (FO) de poussée des nacelles (Ni) et les forces (Fa, Fb) appliquées à 30 la liaison entre l'aile et le fuselage. Les forces (FO) de poussée des nacelles (Ni) est la moitié du poids de l'aéronef s'il y a une nacelle à chaque bout de l'aile. Da est la distance entre l'axe de poussée de la nacelle et le point d'attache extérieur le plus éloigné du fuselage sur lequel est appliquée la force Fa. Db est la distance entre l'axe de poussée de la nacelle et le point d'attache intérieur le plus proche du fuselage sur lequel est appliquée la force Fb.The same elements present in several separate figures are assigned a single reference. The invention will be described with reference to the figures listed above. The invention provides a tilting wing mounted relative to a fuselage and at least two nacelles (Ni, Ni), each fixedly mounted at the ends of a tilting portion (AB) of the wing. The tilting portion (AB) of the wing is integral with the boats (Ni, N2) to form a wing-pod assembly. The tilting part (AB) of the wing constitutes a continuous structure of a nacelle (Ni, N2) to the other. Said structure tilts about an axis (A) of rotation substantially transverse to the fuselage (F), preferably perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F). The rotary drive systems of the wing-pod assembly are attached to the fuselage itself. Their positioning on the axis (A) of rotation transverse to the fuselage (F) is free, unlike an actuator system located exclusively at the end of the wing. In a conventional configuration with tilting nacelles at the end of the wing, the attachment points of the nacelles on the wings are bearings. From a physical point of view according to FIG. 6, the balance of the forces applied on all the wings (10) and the nacelles (Ni) is the equality between the forces (FO) of thrust of the nacelles (Ni ) and the forces (Fa, Fb) applied to the link between the wing and the fuselage. Nacelle (Ni) thrust forces (FO) are half the weight of the aircraft if there is a pod at each end of the wing. Da is the distance between the thrust axis of the nacelle and the outermost attachment point of the fuselage to which the force Fa is applied. Db is the distance between the thrust axis of the nacelle and the point d the inner tie closest to the fuselage to which the force Fb is applied.
Mais une analyse plus précise des forces à la jonction des nacelles et de l'aile démontre que des forces plus importantes que la poussée des nacelles s'y appliquent. Cela est dû au fait que les roulements, au niveau de l'axe de rotation des nacelles, doivent compenser non seulement la force (FO) de la poussée de la nacelle, mais également le moment de force généré par la poussée de la nacelle que multiplie le bras de levier du rayon de la nacelle. Il faut donc considérablement renforcer la structure de l'aile pour qu'elle puisse absorber cette force, ce qui conduit à une augmentation non négligeable du poids de l'ensemble de l'aéronef. Au contraire, avec une structure continue aile-nacelles d'après la figure 7, les forces (FO) de poussée des nacelles (Ni) s'appliquent directement aux points (11) d'attachement de l'aile (AB) sur le fuselage et donc égalent les forces (Fd) appliquées sur les points d'attachement. Le principe de continuité structurel est le même que sur une aile de type « cantilever » ou « voilure en porte-à-faux ». Le bilan des forces est donc grandement simplifié.But a more precise analysis of the forces at the junction of the nacelles and the wing shows that forces greater than the thrust of the nacelles apply to it. This is because the bearings, at the axis of rotation of the nacelles, must compensate not only the force (FO) of the thrust of the nacelle, but also the moment of force generated by the thrust of the nacelle that multiplies the lever arm of the nacelle radius. It is therefore necessary to significantly strengthen the wing structure so that it can absorb this force, which leads to a significant increase in the weight of the entire aircraft. On the contrary, with a continuous wing-pod structure according to FIG. 7, the pushing forces (FO) of the pods (Ni) apply directly to the attachment points (11) of the wing (AB) on the fuselage and therefore equal forces (Fd) applied to the points of attachment. The principle of structural continuity is the same as on a "cantilever" type wing or "cantilevered wing". The balance of power is greatly simplified.
Les avantages d'une telle configuration sont nombreux. Cela permet tout d'abord de limiter la masse de l'aéronef. L'aile étant moins lourde que dans la solution technique des nacelles basculantes en bout d'aile fixe, par conséquent c'est l'ensemble de l'aéronef qui sera moins lourd.The advantages of such a configuration are numerous. This allows first of all to limit the mass of the aircraft. The wing being less heavy than in the technical solution of tilting nacelles fixed end of wing, therefore it is the whole of the aircraft which will be less heavy.
Lors du basculement de l'ensemble aile-nacelles, un grand moment de tangage est généré par l'aérodynamique des nacelles. Afin d'optimiser le dimensionnement des actionneurs de rotation de l'ensemble aile-nacelles, il est bénéfique d'aligner l'axe de rotation de l'ensemble avec le point où les efforts aérodynamiques seront les moins importants. Le plus avantageux est le centre de poussée des nacelles qui correspond au centre d'application de la portance, situé environ à 30% de la corde du carénage desdites nacelles, en partant de l'avant et en se déplaçant vers l'arrière, c'est à dire la queue du fuselage. La structure continue aile-nacelles présente l'avantage de pouvoir être facilement conçue afin que son axe de rotation se situe dans l'alignement du centre de poussée des carénages, limitant ainsi la masse du système de mise en rotation. En outre, plusieurs avantages existent également dans le domaine 5 aérodynamique. Comme les nacelles sont fixes par rapport à l'aile, cela permet d'optimiser les bords d'attaque de l'aile et la jointure aile-nacelle, pour envoyer les tourbillons marginaux à l'extérieur de la nacelle, et non pas à l'intérieur, ce qui engendrerait une dissymétrie dans les efforts de l'hélice, et par conséquent une 10 vibration cyclique, préjudiciable à la structure et aux passagers. Lors du basculement des nacelles, l'angle d'attaque de l'aile va générer une portance non négligeable qui s'additionne à celle des nacelles, ce qui va permettre une réduction des vitesses de vol à angle d'inclinaison des nacelles donné. 15 Il convient d'ajouter que les avantages en termes de sécurité sont doubles. Étant fixes par rapport à l'aile, les deux nacelles voient leur rotation assurée exactement dans le même temps. L'éventualité d'une dissymétrie de leur rotation, qui serait fatale au contrôle de l'aéronef, est donc définitivement 20 écartée, améliorant significativement la sécurité du vol, et simplifiant de fait tous les systèmes chargés de contrôler le bon fonctionnement de la rotation. L'installation d'au moins deux actionneurs de rotation de l'ensemble aile-nacelles, dont chacun aurait à lui seul les capacités de mettre en rotation l'ensemble aile-nacelles, permet d'assurer une redondance en cas de panne de 25 l'un des deux actionneurs, ce qui est conforme aux exigences de certification et de sécurité. Pour finir, l'ensemble aile-nacelles en position « hélicoptère » permet un accès visuel et manuel facile des systèmes de rotation, dans la perspective des visites pré-vol et/ou des entretiens périodiques. 30 L'invention offre ainsi la possibilité de produire en série un aéronef convertible qui répond naturellement aux exigences de conception, de fiabilité, de coût de revient, et de règles de certification aéronautiques.When tilting the wing-pod assembly, a large pitching moment is generated by the aerodynamics of the pods. In order to optimize the dimensioning of the rotation actuators of the wing-pod assembly, it is beneficial to align the axis of rotation of the assembly with the point where the aerodynamic forces will be the least important. The most advantageous is the nacelle center of push which corresponds to the center of application of the lift, located at about 30% of the fairing rope of said nacelles, starting from the front and moving towards the rear, c is the tail of the fuselage. The continuous wing-nacelle structure has the advantage of being easily designed so that its axis of rotation is in alignment with the center of thrust of the shrouds, thus limiting the mass of the rotating system. In addition, several advantages also exist in the aerodynamic field. As the pods are fixed relative to the wing, this optimizes the leading edges of the wing and the wing-pod joint, to send the marginal eddies to the outside of the pod, and not to the interior, which would generate an asymmetry in the propeller efforts, and therefore a cyclic vibration, detrimental to the structure and passengers. When tilting nacelles, the angle of attack of the wing will generate a significant lift that adds to that of nacelles, which will allow a reduction of the flight speeds at inclination angle nacelles given. It should be added that the advantages in terms of security are twofold. Being fixed in relation to the wing, the two pods see their rotation ensured exactly at the same time. The possibility of a dissymmetry of their rotation, which would be fatal to the control of the aircraft, is thus definitively ruled out, significantly improving the safety of the flight, and in fact simplifying all the systems in charge of controlling the correct operation of the rotation. . The installation of at least two rotation actuators of the wing-pod assembly, each of which alone would have the ability to rotate the wing-pod assembly, provides redundancy in the event of a failure. one of the two actuators, which complies with the certification and safety requirements. Finally, the wing-pod assembly in the "helicopter" position allows easy visual and manual access to the rotation systems, with a view to pre-flight visits and / or periodic maintenance. The invention thus offers the possibility of mass-producing a convertible aircraft that naturally meets the requirements of design, reliability, cost, and aeronautical certification rules.
De manière facultative, l'invention comprend en outre au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes : La configuration est mise en mouvement par un ou plusieurs systèmes de rotation. Chaque système de rotation est constitué d'un engrenage fixé sur le fuselage (F) et d'un actionneur fixé sur une partie basculante (AB) de l'aile, ou inversement. Optionnellement, les actionneurs sont électriques ou hydrauliques. De manière générale, la configuration peut être mise en rotation par tout système d'actionnement linéaire ou rotatif, y compris purement mécanique, notamment par le moyen de bras et de bielles. La configuration permet d'abriter une boîte (BT) de transmission principale. La transmission de la puissance entre ladite boîte et les boîtes de transmission logées dans chaque nacelle se fait par des arbres (AT1, AT2) de transmission solidaires du fuselage par des paliers (D1, D2, D3, D4). La transmission de la puissance peut aussi se faire par des câbles électriques dans le cas où les rotors soient mouvementés par des moteurs électriques. Les deux parties (AB, AF) de l'aile sont implantées au niveau supérieur du fuselage (F).Optionally, the invention further comprises at least any of the following: The configuration is set in motion by one or more rotation systems. Each rotation system consists of a gear fixed on the fuselage (F) and an actuator fixed on a tilting part (AB) of the wing, or vice versa. Optionally, the actuators are electric or hydraulic. In general, the configuration can be rotated by any linear or rotary actuating system, including purely mechanical, in particular by means of arms and connecting rods. The configuration accommodates a main transmitting box (BT). The transmission of power between said box and the gearboxes housed in each nacelle is done by transmission shafts (AT1, AT2) secured to the fuselage by bearings (D1, D2, D3, D4). The transmission of the power can also be done by electric cables in the case where the rotors are driven by electric motors. The two parts (AB, AF) of the wing are located at the upper level of the fuselage (F).
La partie arrière de l'aile peut être fixe (AF), n'interférant pas, dans son déplacement, avec la forme du fuselage (F) ou la vue des passagers. Elle peut être utilisée pour stocker du carburant, comme dans un avion classique, et même accueillir des volets. Cette partie arrière ou autrement appelée partie fixe (AF) pourrait également avoir la possibilité de se mouvoir de façon indépendante des la partie avant. L'aile peut se voir pourvue de tout système de contrôle habituellement utilisés sur des avions classiques, à savoir notamment des becs d'attaques mobiles, des aérofreins sur l'extrados, ou des ailerons. Elle peut également accueillir des volets hypersustentateurs, afin d'en modifier la portance.The rear part of the wing can be fixed (AF), not interfering, in its displacement, with the shape of the fuselage (F) or the sight of the passengers. It can be used to store fuel, as in a conventional aircraft, and even accommodate flaps. This rear part or otherwise called fixed part (AF) could also have the possibility to move independently of the front part. The wing can be provided with any control system usually used on conventional aircraft, namely in particular mobile attack nozzles, air brakes on the upper surface, or fins. It can also accommodate high lift flaps to change the lift.
L'aile s'étend dans une direction sensiblement perpendiculaire au fuselage de l'aéronef, et peut, alternativement, présenter une flèche vers l'arrière ou l'avant, ou du dièdre.The wing extends in a direction substantially perpendicular to the fuselage of the aircraft, and may, alternatively, have an arrow backwards or forwards, or dihedron.
La configuration permet d'abriter tous moyens de contrôle de l'aéronef, notamment toutes commandes mécaniques ou électriques visant à actionner tous moyens de contrôle logés dans les nacelles. Optionnellement, la configuration dispose de carénages de protection de 5 tout ou partie des systèmes mécaniques, électriques ou hydrauliques qu'elle abrite. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, et en regard 10 des dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs. L'aéronef convertible selon l'invention comprend un fuselage (F) et une aile (AB, AF) qui s'étend dans une direction sensiblement transversale au fuselage (F). Au moins une partie (AB) de l'aile est basculante par rapport au fuselage selon un axe (A) de rotation perpendiculaire à l'axe longitudinal du 15 fuselage (F). L'aéronef comprend en outre une première nacelle (Ni) comprenant un premier rotor (R1) caréné (C1) et une deuxième nacelle (N2) comprenant un deuxième rotor (R2) caréné (C2). Les deux nacelles (Ni, N2) sont solidaires de l'aile (AB) à ses deux extrémités de l'aile. 20 L'aéronef peut comprendre des renforts (12) permettant de renforcer la liaison entre la partie basculante (AB) de l'aile et les nacelles (Ni, N2). Un renfort (12) peut être installé au niveau de chaque liaison. Les plans de symétrie des nacelles (Ni, N2) et des rotors (R1, R2) sont dans le prolongement de l'axe (A) de rotation de l'aile. Cet agencement permet 25 de minimiser l'influence du poids des nacelles et de leur poussée sur l'aile (AB) tout en permettant une meilleure stabilité de l'aéronef lors d'un changement de mode. Les plans des rotors (R1, R2) contiennent sensiblement l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. L'axe passant par les centres des 30 rotors est sensiblement décalé par rapport à l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. L'intention est d'aligner au plus près l'axe passant par le centre de poussée des nacelles avec l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. Chaque nacelle (Ni, N2) comporte un cône d'hélice (4, 5) solidaire du carénage (C1, C2) par le moyen d'une traverse (Ti, T2) dont les deux 5 extrémités sont fixées au carénage (C1, C2), ledit cône d'hélice incorporant soit une boite de renvoi, soit un moteur électrique Chaque nacelle peut comprend une autre traverse perpendiculaire à la première traverse (Ti, T2) formant ainsi une croix à l'intérieur du carénage (C1, 10 C2). Chaque nacelle (Ni, N2) comprend dans chaque cône d'hélice (4, 5) une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor (R1, R2). 15 En référence aux figures 1 à 3, l'invention comprend une aile qui s'étend dans une direction sensiblement transversale au fuselage (F). L'aile (AB) est divisée en deux parties. Une première partie (AB) avant est basculante par rapport au fuselage (F) selon l'axe (A) de rotation perpendiculaire à l'axe longitudinal (AL) du fuselage (F). Une partie partie (AF) arrière est fixe et 20 solidaire du fuselage F. Le mécanisme d'actionnement de la partie basculante (AB) est disposé sur le dessus du fuselage (F) dans une partie fixe (AF) de l'aile solidaire du haut du fuselage (F). La partie basculante (AB) de l'aile forme une découpe en U, dont les jambes viennent s'emboiter en position vol horizontal dans la partie fixe 25 (AF) et dont la partie centrale du U surplombe le fuselage (F) et les jambes encadrent le fuselage en position vol vertical ou transitoire. La partie fixe (AF) de l'aile solidaire du haut du fuselage (F) a une forme en T dont les extrémités de la partie fixe formant la barre du T dépassent de part et d'autre du fuselage (F) et vers l'arrière par rapport aux carénages (C1, 30 C2) des nacelles (Ni, N2). La configuration selon l'invention comprend également deux nacelles (Ni et N2), optionnellement équipées de tous moyens permettant le contrôle de l'aéronef. Chaque nacelle (Ni, N2) est un organe de propulsion de l'aéronef et comprend un carénage interne (C1, C2), ainsi qu'au moins un rotor (R1, R2), muni de pales et configuré pour tourner à l'intérieur de chaque carénage interne (C1, C2). Les nacelles (Ni et N2) sont situées à l'extrémité de la partie basculante de l'aile (AB). Comme illustré en figure 4, la partie basculante de l'aile (AB) comporte des longerons, préférentiellement deux, (L1 et L2), dont les extrémités semi circulaires (SC1 et SC2) sont solidaires des carénages (C1 et C2) des nacelles (Ni et N2), notamment par le moyen de boulons. L'ensemble forme ainsi une structure continue qui permet de limiter les points d'application des forces et de simplifier les renforts (12) structuraux nécessaires à l'absorption des forces. L'aéronef comprend un mécanisme d'actionnement et un dispositif de contrôle et commande du dispositif d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante (AB) de l'aile et les nacelles (Ni, N2) en fonction des phases de vol souhaitées parmi un vol vertical, horizontal ou transitoire. Le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur (El, E2), équipé d'un pignon (P1, P2), et une demi-roue dentée (RD1, RD2). Selon un mode de réalisation, le ou les actionneurs (El et E2) sont 20 solidaires de l'aile, tandis que les roues dentées (RD1 et RD2) sont solidaires du fuselage (F), et implantées au niveau de son maître couple, c'est-à-dire de sa section la plus large, et par conséquent la plus résistante. Avantageusement, selon un autre mode de réalisation, le ou les actionneurs (El et E2) peuvent être solidaires du fuselage (F), tandis que les 25 roues dentées (RD1 et RD2) sont solidaires de la partie basculante de l'aile (AB). Des actionneurs linéaires peuvent remplacer les pignons et roues dentées. Plus généralement, la rotation de la partie basculante de l'aile (AB) peut être générée par tout type d'actionneur, qu'il soit électrique, hydraulique ou 30 thermique, assorti d'une transmission par engrenages ou par des courroies. Elle peut en outre être générée par tout système manuel mécanique, notamment transmis par bras et bielles. Cela permet d'augmenter la sécurité en configurant un système de secours manuel, actionnable par le pilote en cas de défaut du système électrique ou hydraulique. De manière caractéristique, la partie basculante de l'aile (AB) tourne sur deux roulements (RL2 et RL3), solidaires du fuselage (F).The configuration makes it possible to house any means of control of the aircraft, in particular any mechanical or electrical controls intended to actuate any control means housed in the nacelles. Optionally, the configuration has protective fairings of all or part of the mechanical, electrical or hydraulic systems it houses. Other features, objects and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, and with reference to the accompanying drawings, given by way of non-limiting examples. The convertible aircraft according to the invention comprises a fuselage (F) and a wing (AB, AF) which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F). At least one portion (AB) of the wing is tilting relative to the fuselage along an axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage (F). The aircraft further comprises a first nacelle (Ni) comprising a first streamlined (R1) rotor (C1) and a second nacelle (N2) comprising a second streamlined rotor (R2) (C2). Both nacelles (Ni, N2) are integral with the wing (AB) at both ends of the wing. The aircraft may comprise reinforcements (12) to reinforce the connection between the tilting portion (AB) of the wing and the pods (Ni, N2). A reinforcement (12) can be installed at each link. The planes of symmetry of the nacelles (Ni, N2) and rotors (R1, R2) are in the extension of the axis (A) of rotation of the wing. This arrangement makes it possible to minimize the influence of the weight of the pods and their thrust on the wing (AB) while allowing a better stability of the aircraft during a change of mode. The planes of the rotors (R1, R2) substantially contain the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing. The axis passing through the centers of the 30 rotors is substantially offset with respect to the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing. The intention is to align as closely as possible the axis passing through the nacelle center of thrust with the axis (A) of rotation of the tilting part (AB) of the wing. Each nacelle (Ni, N2) comprises a helical cone (4, 5) secured to the fairing (C1, C2) by means of a cross member (Ti, T2), the two ends of which are fixed to the fairing (C1, C2), said helical cone incorporating either a return box or an electric motor. Each nacelle may comprise another cross member perpendicular to the first cross member (T1, T2) thus forming a cross inside the fairing (C1, 10). C2). Each nacelle (Ni, N2) comprises in each helical cone (4, 5) a mechanical gearbox and the means for varying the pitch of each rotor (R1, R2). With reference to Figures 1 to 3, the invention comprises a wing which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F). The wing (AB) is divided into two parts. A first portion (AB) before is tilting relative to the fuselage (F) along the axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F). A rear portion (AF) is fixed and integral with the fuselage F. The actuating mechanism of the tilting portion (AB) is disposed on the top of the fuselage (F) in a fixed part (AF) of the fixed wing from the top of the fuselage (F). The tilting portion (AB) of the wing forms a U-shaped cutout, the legs of which are engaged in a horizontal flight position in the fixed portion 25 (AF) and whose central portion of the U is overhanging the fuselage (F) and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position. The fixed part (AF) of the fixed wing of the top of the fuselage (F) has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage (F) and towards the rear relative to the fairings (C1, C2 C2) nacelles (Ni, N2). The configuration according to the invention also comprises two nacelles (Ni and N2), optionally equipped with any means for controlling the aircraft. Each nacelle (Ni, N2) is a propulsion member of the aircraft and comprises an inner fairing (C1, C2), and at least one rotor (R1, R2), provided with blades and configured to rotate at the inside each internal fairing (C1, C2). The nacelles (Ni and N2) are located at the end of the tilting part of the wing (AB). As illustrated in FIG. 4, the tilting portion of the wing (AB) comprises longitudinal members, preferably two, (L1 and L2), the semi-circular ends of which (SC1 and SC2) are integral with the fairings (C1 and C2) of the nacelles. (Ni and N2), in particular by means of bolts. The assembly thus forms a continuous structure which makes it possible to limit the points of application of the forces and to simplify the structural reinforcements (12) necessary for the absorption of the forces. The aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting part (AB) of the wing and the nacelles (Ni, N2) as a function of the desired flight phases from a vertical, horizontal or transient flight. The actuating mechanism comprises at least one actuator (E1, E2), equipped with a pinion (P1, P2), and a half-gear (RD1, RD2). According to one embodiment, the actuator (s) (E1 and E2) are integral with the wing, while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the fuselage (F) and implanted at its master torque, that is to say of its widest section, and consequently the most resistant. Advantageously, according to another embodiment, the actuator (s) (E1 and E2) may be integral with the fuselage (F), while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the tilting portion of the wing (AB ). Linear actuators can replace sprockets and sprockets. More generally, the rotation of the tilting portion of the wing (AB) can be generated by any type of actuator, be it electric, hydraulic or thermal, together with a gear transmission or belts. It can also be generated by any manual mechanical system, in particular transmitted by arms and rods. This makes it possible to increase safety by configuring a manual emergency system that can be actuated by the driver in the event of a fault in the electrical or hydraulic system. Typically, the tilting portion of the wing (AB) rotates on two bearings (RL2 and RL3), integral with the fuselage (F).
Selon un mode de réalisation illustré en figure 3, l'aéronef comprend au moins un moteur dont le couple est transmis par une boîte principale de transmission (BT) à deux arbres de transmission (AT1 et AT2), installés dans des paliers (D1, D2, D3, D4) solidaires du fuselage (F). La boîte de transmission (BT) est comprise dans le fuselage (F). Lesdits arbres de transmission (AT1 et AT2) sont pourvus à leur extrémité de cardans (CC1 et CC2), permettant de transmettre le couple moteur aux rotors (R1 et R2) selon l'angle induit par les nécessités de la position de la nacelle (Ni, N2). Les arbres de transmission (AT1 et AT2) traversent des roulements (RL1 et RL2). Par exemple selon la figure 8, l'axe (A) de rotation de l'ensemble aile- nacelles est décalé par rapport à la droite (B) comprenant les points (13) de liaison entre les arbres de transmission (T) et les boîtes de renvoi de chaque rotor (R1, R2) qui transmettent le couple moteur aux rotors fourni par les arbres de transmission. Les cardans (CC1, CC2) permettent ainsi de transmettre le couple moteur aux rotors (R1, R2) malgré le décalage. Lesdits cardans (CC1, CC2) permettent également d'optimiser la position des rotors (R1, R2) à l'intérieur des nacelles (Ni, N2). Selon un autre mode de réalisation, un générateur électrique (B) est accouplé au moteur thermique (M) et à un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice (4, 5) de chaque nacelle (Ni, N2). Un système de stockage de l'électricité alimente des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice de chaque nacelle. Le moteur (M) peut être un simple moteur thermique, un simple moteur électrique ou une combinaison de moteur thermique et de moteur électrique.According to an embodiment illustrated in FIG. 3, the aircraft comprises at least one engine whose torque is transmitted by a main transmission gearbox (BT) to two transmission shafts (AT1 and AT2), installed in bearings (D1, D2, D3, D4) integral with the fuselage (F). The gearbox (BT) is included in the fuselage (F). Said transmission shafts (AT1 and AT2) are provided at their end with universal joints (CC1 and CC2), making it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1 and R2) according to the angle induced by the requirements of the position of the nacelle ( Ni, N2). The driveshafts (AT1 and AT2) pass through bearings (RL1 and RL2). For example according to FIG. 8, the axis (A) of rotation of the wing-pod assembly is shifted with respect to the straight line (B) comprising the connection points (13) between the transmission shafts (T) and the return boxes of each rotor (R1, R2) which transmit the engine torque to the rotors provided by the driveshafts. The gimbals (CC1, CC2) thus make it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1, R2) despite the offset. Said gimbals (CC1, CC2) also make it possible to optimize the position of the rotors (R1, R2) inside the nacelles (Ni, N2). According to another embodiment, an electric generator (B) is coupled to the heat engine (M) and to an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the cones of helix (4, 5) of each nacelle (Ni, N2). An electricity storage system feeds electric motors integrated into the propeller cones of each nacelle. The engine (M) can be a simple engine, a simple electric motor or a combination of engine and electric motor.
Comme illustré en figure 1, la configuration permet une première position de l'ensemble aile-nacelle comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (Ni et N2), avec les rotors (R1 et R2) tournant autour d'une direction sensiblement horizontale. Cette position est dite « mode avion » dans laquelle la partie basculante de l'aile est comprise dans un plan horizontal. Comme illustré en figure 2, la configuration permet une deuxième position de l'ensemble aile-nacelle comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (Ni et N2), avec les rotors (R1 et R2) tournant autour d'une direction sensiblement verticale. Cette position est dite « mode hélicoptère » dans laquelle la partie basculante de l'aile est comprise dans un plan vertical. De préférence, l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (Ni et N2) est orientable sur un secteur angulaire d'environ 95° entre le mode hélicoptère et le mode avion, bien que ce secteur angulaire ne soit pas limitatif. Elles peuvent être maintenues dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol. Selon un mode de réalisation, la première nacelle (Ni) comprend un 15 premier volet (V1) mobile en sortie du premier rotor (R1) caréné. La deuxième nacelle (N2) comprend également un deuxième volet (V2) mobile en sortie du deuxième rotor (R2) caréné. Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) sont montés en rotation autour d'axes parallèles à l'axe (A) de rotation de l'aile et dans le prolongement de 20 l'axe de rotation des rotors. Les volets (V1, V2) peuvent être monoblocs ou comprendre une partie fixe et une partie mobile. Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) s'étendent au moins sur la totalité de la la largeur de la première nacelle (Ni) et la deuxième nacelle (N2) respectivement. 25 Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) sont actionnables sélectivement par un mécanisme indépendant de celui commandant la rotation de l'ensemble aile basculante nacelles, soit de manière symétrique, soit de manière dissymétrique. Ce mécanisme peut être constitué d'un ensemble de tringles articulées par rapport au fuselage et à l'intérieur de l'aile avec des renvois 30 angulaires ou des cardans pour pouvoir venir agir sur les volets dont les axes sont décalés par rapport à l'axe de pivotement de l'aile basculante et éventuellement par rapport à l'axe de transmission de puissance, dans le cas de rotors actionnés mécaniquement. Les nacelles solidaires de la partie basculante de l'aile donnent la possibilité de choisir de façon optimale par où faire passer les tringles des volets, alors que si les nacelles étaient mobiles par rapport à l'aile, il faudrait faire passer les tringles par l'axe de rotation des nacelles qui sont déjà encombrés par la transmission du couple moteur aux rotors. Ces volets ne sont pas destinés à contrôler le basculement de l'ensemble aile-nacelles. Les volets permettent de modifier le comportement de l'aéronef ou de contrôler et/ou compenser aérodynamiquement l'aéronef.As illustrated in Figure 1, the configuration allows a first position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (Ni and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around a substantially horizontal direction. This position is called "airplane mode" in which the tilting portion of the wing is included in a horizontal plane. As illustrated in FIG. 2, the configuration allows a second position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the pods (Ni and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around the wing. a substantially vertical direction. This position is called "helicopter mode" in which the tilting portion of the wing is included in a vertical plane. Preferably, the assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (Ni and N2) is steerable over an angular sector of about 95 ° between the helicopter mode and the airplane mode, although this angular sector is not limiting. They can be maintained in any intermediate position during any phase of flight. According to one embodiment, the first nacelle (Ni) comprises a first flap (V1) movable at the outlet of the first ducted rotor (R1). The second nacelle (N2) also comprises a second flap (V2) movable at the outlet of the second streamlined rotor (R2). The first flap (V1) and the second flap (V2) are mounted in rotation about axes parallel to the axis (A) of rotation of the wing and in the extension of the rotational axis of the rotors. The flaps (V1, V2) may be monoblock or comprise a fixed part and a moving part. The first component (V1) and the second component (V2) extend over at least the entire width of the first nacelle (Ni) and the second nacelle (N2) respectively. The first flap (V1) and the second flap (V2) are selectively operable by a mechanism independent of that controlling the rotation of the tilting wing pod assembly, either symmetrically or asymmetrically. This mechanism may consist of a set of rods articulated relative to the fuselage and inside the wing with angular references or gimbals to be able to act on the flaps whose axes are offset from the pivoting axis of the tilting wing and optionally with respect to the power transmission axis, in the case of mechanically actuated rotors. The nacelles integral with the tilting part of the wing give the possibility of choosing optimally where to pass the rods of the flaps, whereas if the nacelles were movable relative to the wing, it would be necessary to pass the rods by the the axis of rotation of the nacelles which are already congested by the transmission of the engine torque to the rotors. These flaps are not intended to control the tilting of the wing-pod assembly. The flaps make it possible to modify the behavior of the aircraft or to control and / or compensate aerodynamically the aircraft.
Selon un mode de réalisation, l'aéronef comprend un empennage muni d'au moins un stabilisateur (51) et d'au moins une dérive (DR1, DR2), équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur et d'au moins une gouverne de direction. Selon un mode de réalisation, l'aéronef comprend en outre un rotor caréné (1) 15 installé en position sensiblement horizontale à une des extrémités du fuselage (F). Selon un mode de réalisation, le rotor caréné (1) est installé en position sensiblement horizontale à l'extrémité arrière du fuselage (F) au niveau de l'empennage. 20 Selon un mode de réalisation, le rotor caréné (1) est installé en position horizontale à l'extrémité avant de l'aéronef. L'aéronef comprend alors deux ailes de type canard situées de part et d'autre du fuselage (F) afin d'équilibrer les forces aérodynamiques qui s'exercent sur le fuselage en vol horizontale. 25 L'invention offre ainsi la capacité, pour un aéronef muni de nacelles basculantes, d'emporter des charges utiles et des passagers d'une masse sensiblement équivalente à celle qu'emporteraient des hélicoptères de même puissance, et même d'une masse bien supérieure aux aéronefs à rotors ouverts basculants de même puissance. 30 En outre, la configuration selon l'invention offre un gain appréciable en termes de sécurité, en simplifiant et en fiabilisant le basculement de l'ensemble du système propulsif.According to one embodiment, the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer (51) and at least one drift (DR1, DR2), equipped respectively with at least one elevator and at least one elevator. a rudder. According to one embodiment, the aircraft further comprises a streamlined rotor (1) 15 installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage (F). According to one embodiment, the streamlined rotor (1) is installed in a substantially horizontal position at the rear end of the fuselage (F) at the level of the empennage. According to one embodiment, the streamlined rotor (1) is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft. The aircraft then comprises two duck-type wings located on either side of the fuselage (F) in order to balance the aerodynamic forces exerted on the fuselage in horizontal flight. The invention thus offers the capacity, for an aircraft equipped with tilting nacelles, to carry payloads and passengers of a mass substantially equivalent to that which would be carried by helicopters of the same power, and even a mass well. superior to tilting open rotor aircraft of the same power. In addition, the configuration according to the invention offers an appreciable gain in terms of safety, simplifying and making reliable the tilting of the entire propulsion system.
La configuration selon l'invention représente ainsi une solution particulièrement avantageuse pour toutes les applications aériennes effectuées par tous aéronefs à décollage vertical pourvus d'une aile et de nacelles. A titre d'exemple non limitatif, un aéronef selon l'invention présente un 5 gain de sa masse d'environ 15 % par rapport à un aéronef à ailes fixes et nacelles basculantes en bout d'ailes de même taille et muni des mêmes systèmes propulsif et de contrôle. En effet, les aéronefs à nacelles basculantes en bout d'aile doivent avoir des renforcements locaux de l'aile afin de compenser la force exercée sur les 10 roulements tenant l'axe de rotation des nacelles. Cette force est causée par les poussées des nacelles mais aussi par le moment généré par la force de poussée de la nacelle qui a un bras de levier correspondant au diamètre de chaque nacelle.The configuration according to the invention thus represents a particularly advantageous solution for all the aerial applications carried out by all vertical take-off aircraft provided with a wing and nacelles. By way of nonlimiting example, an aircraft according to the invention has a gain in its mass of about 15% compared to a fixed-wing aircraft and tilting tippers at the same size and equipped with the same systems. propulsive and control. Indeed, the aircraft with tilting nacelles at the end of the wing must have local reinforcements of the wing to compensate for the force exerted on the bearings bearing the axis of rotation of the nacelles. This force is caused by the thrust of the nacelles but also by the moment generated by the thrust force of the nacelle which has a lever corresponding to the diameter of each nacelle.
15 Il doit être évident pour les personnes versées dans l'art que la présente invention permet des modes de réalisation sous de nombreuses autres formes spécifiques sans l'éloigner du domaine d'application de l'invention comme revendiqué. Par conséquent, les présents modes de réalisation doivent être 20 considérés à titre d'illustration, mais peuvent être modifiés dans le domaine défini par la portée des revendications jointes, et l'invention ne doit pas être limitée aux détails donnés ci-dessusIt should be apparent to those skilled in the art that the present invention allows embodiments in many other specific forms without departing from the scope of the invention as claimed. Therefore, the present embodiments should be considered by way of illustration, but may be modified within the scope defined by the scope of the appended claims, and the invention should not be limited to the details given above.
Claims (19)
Priority Applications (2)
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| FR1455370A FR3022217A1 (en) | 2014-06-12 | 2014-06-12 | CONVERTIBLE AIRCRAFT WITH TILTING WING |
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Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1455370A FR3022217A1 (en) | 2014-06-12 | 2014-06-12 | CONVERTIBLE AIRCRAFT WITH TILTING WING |
Publications (1)
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| FR3022217A1 true FR3022217A1 (en) | 2015-12-18 |
Family
ID=51905225
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| FR1455370A Pending FR3022217A1 (en) | 2014-06-12 | 2014-06-12 | CONVERTIBLE AIRCRAFT WITH TILTING WING |
Country Status (2)
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