FR3043649A1 - Voilure motorisee et aeronef equipe d'une telle voilure - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une voilure motorisée d'un aéronef (100) comprenant - une voilure (1) comprenant une surface d'intrados en dessous de laquelle est définie une zone (Z1) comprise entre la surface d'intrados (4) où circule un flux d'air à une première vitesse (V1) et une hauteur intermédiaire sous voilure où circule une deuxième vitesse (V2) supérieure à la première vitesse V1 ; et, - un ensemble de propulsion (7) supporté par la voilure sous la surface d'intrados, l'ensemble de propulsion (7) comportant un générateur de gaz (8) d'axe longitudinal et au moins deux soufflantes (9, 10) dont l'une au moins à un axe déporté par rapport à l'axe du générateur de gaz. Selon l'invention, les soufflantes (9, 10) sont logées chacune dans une nacelle (11, 12) présentant un diamètre (D) inférieur à un tiers d'une largeur (LV) de la voilure définie entre un bord d'attaque et un bord de fuite de manière que les soufflantes sont disposées dans la zone prédéterminée sous la voilure.
Description
Voilure motorisée et aéronef équipé d’une telle voilure 1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et vise une voilure motorisée d’aéronef équipée d’au moins un ensemble de propulsion formé d’un générateur de gaz et d’au moins deux soufflantes. L’invention vise également un aéronef équipé d’une telle voilure. 2. Etat de la technique - L'évolution naturelle des turboréacteurs multiflux présentant une soufflante, notamment amont, est d’augmenter l’efficacité propulsive via une réduction de la poussée spécifique, obtenue en diminuant le taux de compression de la soufflante, ce qui se traduit par une augmentation du taux de dilution ou BPR (pour la désignation anglaise « Bypass Ratio »), qui est le rapport entre le débit massique de l’air à travers une ou des veines entourant le générateur de gaz par le débit massique de l'air à travers le générateur de gaz, calculé à la poussée maximale lorsque le moteur est immobile dans une atmosphère standard international au niveau de la mer. Dans le cas des moteurs conventionnels à double corps et double flux avec une turbine directement liée à la soufflante, les augmentations du taux de dilution sont limitées notamment par la difficulté à concilier le nécessaire ralentissement de la vitesse de rotation de la soufflante et l’impact d’un tel ralentissement sur l’augmentation de charge aérodynamique et la dégradation de performance de la turbine basse pression. Les architectures de types moteurs à réducteur dans lesquelles le rotor de soufflante est entraîné par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse, répondent partiellement à cet objectif en optimisant l’efficacité de la turbine tout en autorisant un régime de soufflante modéré.
Toutefois, indépendamment de cet objectif d’optimisation des rendements de composants internes à la turbomachine, augmenter davantage le taux de dilution sur de tels moteurs accrochés sous la voilure serait contraint par la garde au sol minimale à respecter, le taux de dilution étant lié au diamètre de la soufflante. De plus, des diamètres de soufflante toujours plus élevés, conduisant à des régimes de rotation de plus en plus faibles, complexifieraient l’architecture de la transmission de puissance (en raison de l’augmentation du rapport de réduction du réducteur) et auraient un impact sur les masses du moteur non négligeable.
Une solution consistant à utiliser un moteur à plusieurs soufflantes déportées dans un montage de l’ensemble de propulsion sous la voilure permettrait d’en augmenter le taux de dilution tout en conservant une garde au sol convenable pour l’aéronef.
Cependant, les architectures de ce type d’ensemble de propulsion renferment un certain nombre de contraintes sur la traînée et la masse qui doivent être résolues. En effet, le fait que les deux soufflantes soient déportées de part et d’autre du générateur de gaz et que l’ensemble de propulsion soit positionné sous la voilure, en amont de cette dernière, tend à amplifier les phénomènes de traînée induite par fa nacelle. La conséquence est une dégradation de la performance de l’avion. De plus, cette configuration implique un moyen de suspension visant à reprendre les efforts de cet ensemble de propulsion vers la voilure. Un pylône conventionnel est alors généralement positionné entre les deux soufflantes pour la reprise des efforts. Le positionnement du centre de gravité reculé en amont par rapport à un ensemble de propulsion conventionnel engendre un impact en masse important sur le pylône et empêche une optimisation en performance de l’ensemble moteur.
Le document de brevet US 2013/0020433 enseigne que l’écoulement de l’air est accéléré sur la surface d’extrados d’une voilure tandis qu’il est ralenti en dessous de la surface d’intrados opposée de la voilure. Comme cela est représenté sur la figure 1, un ensemble de propulsion 50 classique comprenant d’amont en aval une soufflante et un générateur de gaz est supporté en amont d’une voilure 1 d’un aéronef 100. Le flux d’air s’écoulant près de la surface d’intrados, voire de manière affleurante, est davantage ralenti que le flux d’air s’écoulant à hauteur de la partie inférieure suivant une direction verticale d1 en référence à la figure 1 de l’ensemble de propulsion 50. Il en résulte que la vitesse V1 (sous la surface d’intrados) du flux d’air est inférieure à la vitesse V2 (à une hauteur intermédiaire entre la surface d’intrados et la surface inférieure de l’ensemble de propulsion 50) elle-même inférieure à la vitesse V3 ( au niveau de la surface inférieure de l’ensemble de propulsion). Par ailleurs, dans la mesure où l’inhomogénéité de vitesse ainsi décrite n’est présente que sur une zone verticalement limitée au voisinage de l’intrados de la voilure, l’écoulement capté par la soufflante se retrouve d’autant plus inhomogène que le diamètre de la soufflante est grand, la partie supérieure bénéficiant du ralentissement tandis que la partie inférieure demeure alimentée par un air à la vitesse nominale. Cette inhomogénéité génère une forte distorsion de l’écoulement d’entrée, préjudiciable au rendement de la soufflante ainsi qu’à sa robustesse en terme d’aéroélasticité. 3. Objectif de l’invention
La présente invention a pour objectif de fournir une voilure motorisée utilisant les propriétés aérodynamiques de la voilure de manière à réduire la traînée et supporter l’ensemble de propulsion. 4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce à une voilure motorisée d’un aéronef comprenant : - une voilure comprenant une surface d’intrados en dessous de laquelle est définie une première zone comprise entre la surface d’intrados où circule un flux d’air à une première vitesse et une hauteur intermédiaire sous voilure où circule une deuxième vitesse supérieure à la première vitesse, - un ensemble de propulsion supporté par la voilure sous la surface d’intrados, l’ensemble de propulsion comportant un générateur de gaz d’axe longitudinal et au moins deux soufflantes dont l’une au moins à un axe déporté par rapport à l’axe du générateur de gaz, les soufflantes étant logées chacune dans une nacelle présentant un diamètre inférieur à un tiers d’une largeur de la voilure définie entre un bord d’attaque et un bord de fuite de manière que les soufflantes sont disposées dans la zone prédéterminée sous la voilure.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, cette configuration permet d’utiliser les propriétés aérodynamiques de la voilure pour l’intégration de l’ensemble de propulsion dont les soufflantes présentent des diamètres réduits. Les soufflantes déportées présentent une surface équivalente à celle d’une soufflante unique d’un ensemble de propulsion classique disposée en amont d’un générateur de gaz de manière à conserver au moins une poussée équivalente. Les diamètres des soufflantes étant réduits, celles-ci se retrouvent dans la fenêtre d’écoulement de l’air où sa vitesse est davantage réduite, soit entre V1 et V2 alors qu’un ensemble de propulsion classique occupent une zone comprise entre V1 et V3.
Selon une caractéristique de l'invention, la nacelle présente une longueur le long dudit axe de soufflante, le ratio entre la longueur de chaque nacelle et une corde maximale d’aube de soufflante étant compris entre 2.5 et 7.5.
Selon une autre caractéristique de l’invention, la nacelle présente une longueur le long dudit axe de soufflante laquelle est au moins deux fois inférieure à celle du générateur de gaz.
De la sorte, la voilure permettant de ralentir l’écoulement, la nacelle peut alors avoir une longueur réduite puisque celle-ci se trouve dans une zone où l’écoulement d’air est réduit par la voilure ce qui favorise la réduction de la traînée.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, la voilure comprend une portion de voilure à l’endroit de la suspension de l’ensemble de propulsion comportant des moyens configurés de manière à ralentir le flux d’air par rapport au reste de la voilure, les moyens comprenant une épaisseur accrue, un renfort supplémentaire, une bosse, une ligne de contour améliorée, un allongement et/ou une extension.
Selon une configuration de l’invention, les nacelles sont disposées en dessous et à proximité du bord d’attaque de la voilure.
En particulier, les nacelles comportent des lèvres d’entrée d’air définies dans des plans disposés en aval du bord d’attaque de la voilure. En intégrant l’ensemble de propulsion avec ses entrées d’air sous la voilure où l’écoulement de l’air est ralenti, l’air est également ralenti au niveau de l’entrée d’air de l’ensemble de propulsion.
Afin de bénéficier davantage du ralentissement du flux d’air sous la surface d’intrados, chaque nacelle présente une surface circonférentielle externe qui est reliée à une surface d’intrados de la voilure.
Selon une configuration de l’invention, la nacelle présente une surface interne circonférentielle opposée radialement à la surface circonférentielle externe, la surface circonférentielle interne est située dans un plan contenant la surface d’intrados de la voilure.
Selon une autre configuration de l’invention, les nacelles présentent une épaisseur comprise entre 5% et 20% du diamètre de la soufflante, et préférentiellement entre 10% et 15%. La relation entre l’épaisseur et la longueur de la nacelle permet d’avoir de bonne performance aérodynamique.
En particulier, la relation de l’épaisseur de la nacelle par rapport à la longueur de la nacelle peut être comprise entre 3% et 20%.
Selon une autre configuration de l’invention, chaque nacelle présente une réduction de diamètre vers l’aval. Cette configuration de l’extrémité aval de la nacelle forme une tuyère d’éjection des gaz.
De manière avantageuse, mais non limitativement, la voilure comprend des moyens de blindage de manière à protéger des équipements logés dans la voilure lors d’un éventuel éclatement de disque du générateur de gaz. L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins une voilure motorisée présentant au moins l’une quelconque des caractéristiques précédentes. 5. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 est une représentation schématique d’un ensemble de propulsion classique supporté par une voilure d’un aéronef selon l’art antérieur ;
La figure 2 est une vue partielle d’un aéronef comportant une voilure supportant un ensemble de propulsion avec deux soufflantes selon l’invention ;
La figure 3 illustre de manière schématique et en coupe axiale un ensemble de propulsion sous la voilure d’un aéronef selon l’invention ;
Les figures 4 et 5 sont des modes de réalisation d’intégration d’un ensemble de propulsion dans la voilure d'un aéronef selon l’invention ;
La figure 6 est vue schématique et de dessus d’un ensemble de propulsion selon l’invention ; et,
La figure 7 est vue en coupe axiale d’un exemple de soufflante sous la voilure d’un aéronef selon l’invention. 6. Description de modes de réalisationde l’invention
La figure 2 illustre partiellement un aéronef 100, et en particulier un avion, comportant un fuselage 2 allongé suivant un axe d’allongement et une de ses deux voilures motorisée 20 selon l’invention implantée au fuselage 2. Les voilures motorisées 20 sont disposées de part et d’autre du fuselage 2 et s’étendent suivant une direction d’envergure E depuis le fuselage 2.
En référence à la figure 3, chaque voilure motorisée 20 comprend une voilure ou aile de sustentation latérale 1 comprenant une surface supérieure 3 dite extrados et une surface inférieure 4 dite intrados opposée par rapport au plan dans lequel est défini la direction d’envergue E. Les surfaces d’intrados et d’extrados 3, 4 sont reliées l’une à l’autre par un bord d’attaque 5 en amont de la voilure et un bord de fuite 6 en aval de celle-ci.
Dans la présente invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la direction d’avancement de l’avion.
Le bord d’attaque 5 de chaque voilure 1 forme une flèche d’angle prédéterminé avec l’axe longitudinal du fuselage. L’angle de la flèche est de l’ordre de 30°.
Un ensemble de propulsion 7 de l’aéronef est supporté par la voilure 1 représentée. Bien entendu, la voilure 1 opposée par rapport au fuselage 2 supporte également un ensemble de propulsion 7 identique.
Cet ensemble de propulsion 7 comprend un générateur de gaz 8 d'axe longitudinal X et deux soufflantes 9, 10 d’axes XY, XY’ déportés par rapport à l’axe X du générateur de gaz 8. De préférence, les soufflantes 9, 10 sont disposées de part et d’autre d’un plan vertical passant par l’axe X du générateur de gaz 8.
Le générateur de gaz 8 comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Celui-ci comprend en amont une entrée d’air et se termine à l’aval par une tuyère d’éjection des gaz. Il peut être mono ou multi flux, simple ou multi corps selon les besoins.
Les soufflantes 9, 10 sont entraînées via un mécanisme de transmission de puissance (non représenté) couplé à l’arbre du générateur de gaz ou par un flux gazeux prélevé sur le générateur de gaz 8.
Chaque soufflante 9, 10 est logée respectivement dans une nacelle 11, 12 de forme générale sensiblement cylindrique et qui s’étend suivant l’axe XY, XY’ des soufflantes 9, 10. Chaque nacelle 11, 12 comprend une surface circonférentielle externe 13 et une surface circonférentielle interne 14 opposée radialement par rapport à l’axe de la soufflante. Les nacelles 11, 12 entourent les aubes de soufflantes 16 disposées de manière régulière autour d’un moyeu 17 de la soufflante. Les nacelles 11,12 assurent également la liaison avec la voilure 1.
En référence aux figures 4, 5 et 7, la voilure 1 présente en dessous de la surface d’intrados 4 une première zone Z1 s’étendant suivant une direction verticale sensiblement perpendiculaire à la direction d’envergure de la voilure. Cette première zone Z1 est comprise entre la surface d’intrados 4 où circule un flux d’air à une première vitesse V1 et une hauteur intermédiaire sous voilure où circule une deuxième vitesse V2 supérieure à la première vitesse V1. Une deuxième zone Z2 définie entre la hauteur intermédiaire et une hauteur où circule un flux d’air à une vitesse V3 supérieure à la vitesse V2. Chaque nacelle 11, 12 présente un diamètre D inférieur à un tiers, voire un cinquième, de la largeur LV de la voilure définie entre le bord d’attaque 6 et un bord de fuite 6. De la sorte, les nacelles des soufflantes sont disposées dans la zone Z1 entre la vitesse V1 et la vitesse V2. L’écoulement de l’air est davantage réduit dans cette zone Z1 proche de la surface d’intrados 4. Sur la figure 1 représentant l’ensemble de propulsion classique, les soufflantes 9, 10 ont été également représentées. On aperçoit donc que les soufflantes de la présente invention sont situées dans la zone Z1 la plus proche de la surface d’intrados où l’écoulement d’air est davantage réduit à l’inverse de l’ensemble de propulsion 50 de l’art antérieur.
Suivant un mode de réalisation illustré en particulier sur la figure 4, l’ensemble de propulsion 7 est intégré à la voilure 1. La surface circonférentielle externe 13 est reliée à une partie de la surface d’intrados 4 de la voilure 1. Pour ce faire, les nacelles 11, 12 des soufflantes 9, 10 sont accrochées au longeron amont (non représenté) de la voilure 1 qui s’étend suivant la direction d’envergure E. Le générateur de gaz est accroché au longeron aval (non représenté) s’étendant également suivant la direction d’envergure E de la voilure. Un pylône 15 tel qu’illustré sur la figure 3 permet la fixation de l’arrière du générateur de gaz 8 au longeron aval. Ce pylône ne subit pas les efforts des soufflantes déportées puisqu’il n’est fixé qu’au générateur de gaz 8. Ce dernier 8 peut être également accroché vers l’amont au longeron amont ou être supporté par les nacelles 11,12 des soufflantes.
Suivant un autre mode de réalisation illustré en particulier sur la figure 5, la surface circonférentielle externe de la nacelle est reliée également à une partie de la surface d’intrados 4 de la voilure 1. Dans ce cas, la surface circonférentielle interne 14 de la nacelle est intégrée à la voilure. Comme cela est représenté, la surface circonférentielle interne est reliée à une partie de la surface d’intrados 4 de la voilure 1. En particulier, la partie supérieure de la surface circonférentielle interne est située dans un plan CD contenant la paroi externe 18 de la surface d’intrados 4. L’ensemble de propulsion 7 se retrouve alors au plus près de la surface intrados où l’écoulement de l’air est le plus ralenti.
Suivant les modes de réalisation décrits ci-dessus et en référence aux figures 3 et 7, chaque nacelle 11, 12 présente une longueur 11 inférieure à celle I2 du générateur de gaz 8. En particulier, la longueur 11 de la nacelle est au moins deux fois inférieure à celle I2 du générateur de gaz. Préférentiellement, mais de manière non limitative, le ratio entre la longueur de la nacelle et une corde maximale Cmax d’aube de soufflante est compris entre 2.5 et 7.5. De la sorte, cette longueur 11 est strictement nécessaire à la fonction de la nacelle qui est de retenir et de protéger les aubes de soufflante 16 ainsi que de diriger le flux d’air dans la soufflante. Tout l’ensemble de propulsion étant disposé sous la surface d’intrados 4, voire affleurant, ou encore dans la surface d’intrados, où l’écoulement de l’air est ralenti, la fonction de ralentissement de l’air opérée généralement par la nacelle est réalisée par la surface d’intrados de la voilure. Cela permet donc de réduire la longueur de la nacelle ce qui influe sur la traînée.
Sur la figure 6, l’ensemble de propulsion est disposée à l’endroit d'une portion de voilure PV comportant des moyens configurés de manière à ralentir le flux d’air davantage par rapport au reste de la voilure. Ces moyens comprenant une épaisseur accrue, un renfort supplémentaire, une bosse, une ligne de contour améliorée, un allongement et/ou une extension. Dans un exemple de réalisation, la portion de voilure présente une épaisseur supérieure par rapport au reste de la voilure pour pouvoir obtenir suffisamment de ralentissement. En particulier cette portion de voilure est comprise entre l’extrémité de la voilure implantée dans le fuselage et l’extrémité libre de la voilure et entre la surface d’intrados et d’extrados. La bosse et/ou le renfort supplémentaire peuvent être agencé(e)s entre la surface d’intrados et la surface d’extrados. L’extension et/ou l’allongement pourrai(en)t être agencé(e)s suivant la largeur de la voilure.
Les nacelles 11,12 présentent également une épaisseur réduite par rapport à une nacelle de type standard. De préférence, mais non limitativement, l’épaisseur e de la nacelle est comprise entre 5% et 20% du diamètre D de la soufflante. De préférence, l’épaisseur e est comprise entre 10% et 15% du diamètre D de la soufflante.
Suivant encore une autre caractéristique de l’invention telle qu’illustrée sur la figure 7, chaque nacelle 11, 12 présente une réduction de diamètre vers l’aval de celle-ci. En particulier, chaque nacelle comporte une portion 21 présentant une section de forme sensiblement conique. Cette portion forme ainsi une tuyère d’éjection. La portion 21 conique présente un diamètre d inférieur au diamètre D de la soufflante.
En référence à la figure 6, les nacelles 11, 12 sont disposées sous la voilure 1. En particulier, les soufflantes 9, 10 comportent des entrées d’air délimitée par des lèvres 19 d’entrée d’air annulaires des nacelles 11, 12. Les lèvres 19 d’entrée d’air des soufflantes sont disposées sous la voilure et à proximité du bord d’attaque 5 ce qui minimise les perturbations. Dans cet exemple, les lèvres 19 d’entrée d’air sont définies dans un même plan AB sensiblement perpendiculaire à l’axe des soufflantes 9, 10 et passant par le bord d’attaque de la voilure 1. Ce plan AB peut être situé en aval d’un plan passant par le bord d'attaque 5. Il est à noter que le pylône 15 reliant le générateur de gaz à la voilure ne se situe pas dans les flux des soufflantes ce qui permet d’avoir un flux secondaire peu perturbé.
De manière alternative, les soufflantes 9, 10 peuvent être décalées axialement de manière à suivre la flèche que présente la voilure 1 par rapport l’axe d’allongement du fuselage 2. Dans ce cas, les lèvres d’entrée d’air des soufflantes sont définies dans des plans décalés axialement et qui sont sensiblement parallèles. Les plans décalés sont également situés en aval du plan passant par le bord d’attaque de la voilure.
Suivant un autre aspect de l’invention, la voilure 1 comprend des moyens de blindage de manière à protéger des équipements installés dans la voilure, notamment des réservoirs de carburant lors d’un éventuel éclatement de disque du générateur de gaz 8. Ces moyens de blindage sont disposés dans une zone prédéterminée comprenant la trajectoire éventuelle de ce disque. Les moyens de blindage peuvent être réalisés dans un matériau métallique tel que l’acier ou le titane ou un matériau composite résistant aux impacts.
Claims (12)
- REVENDICATIONS1. Voilure motorisée (20) d’un aéronef (100) comprenant: - une voilure (1) comprenant une surface d’intrados (4) en dessous de laquelle est définie une zone (Z1) comprise entre la surface d’intrados (4) où circule un flux d’air à une première vitesse (V1) et une hauteur . intermédiaire sous voilure où circule une deuxième vitesse V2 supérieure à la première vitesse (V1 ) ; - un ensemble de propulsion (7) supporté par la voilure sous la surface d’intrados, l’ensemble de propulsion (7) comportant un générateur de gaz (8) d’axe longitudinal et au moins deux soufflantes (9, 10) dont l’une au moins à un axe déporté par rapport à l’axe du générateur de gaz, caractérisée en ce que les soufflantes (9, 10) sont logées chacune dans une nacelle (11, 12) présentant un diamètre (D) inférieur à un tiers d’une largeur de la voilure définie entre un bord d’attaque et un bord de fuite de manière que les soufflantes sont disposées dans la zone (Z1) prédéterminée sous la voilure.
- 2. Voilure (20) selon la revendication 1, caractérisée en ce que chaque nacelle (11, 12) présente une longueur (11) le long dudit axe de soufflante, le ratio entre la longueur (11) de chaque nacelle (11, 12) et une corde maximale (Cmax) d’aube de soufflante étant compris entre 2.5 et 7.5.
- 3. Voilure (20) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la longueur (11) de chaque nacelle (11, 12) est au moins deux fois inférieure à celle du générateur de gaz (8).
- 4. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la voilure comprend une portion de voilure à l’endroit de la suspension de l’ensemble de propulsion comportant des moyens configurés de manière à ralentir le flux d’air par rapport au reste de la voilure, les moyens comprenant une épaisseur accrue, un renfort supplémentaire, une bosse, une ligne de contour améliorée, un allongement et/ou une extension.
- 5. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque nacelle (11, 12) présente une surface circonférentielle externe (13) reliée à une surface d’intrados (4) de la voilure (1).
- 6. Voilure (20) selon la revendication 5, caractérisée en ce que chaque nacelle (11,12) présente une surface circonférentielle interne ( 14) opposée radialement à la surface circonférentielle externe (13), la surface circonférentielle interne (14) étant située dans un plan contenant la surface d’intrados (4).
- 7. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les nacelles (11, 12) sont disposées en dessous et à proximité du bord d’attaque (5) de la voilure (1 ).
- 8. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les nacelles (11, 12) comportent des lèvres (16) d’entrée d’air définies dans des plans (AB) disposés en aval du bord d’attaque (5).
- 9. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les nacelles présentent une épaisseur (e) comprise entre 5% et 20% du diamètre (D) de la soufflante, et préférentiellement entre 10% et 15%,
- 10. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque nacelle (11, 12) présente une réduction de diamètre vers l’aval.
- 11. Voilure (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que fa voilure (1) comprend des moyens de blindage dans une zone prédéterminée.
- 12. Aéronef (100), caractérisé en ce qu’il comprend au moins une voilure motoriséë (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
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| US3110456A (en) * | 1961-08-08 | 1963-11-12 | English Electric Co Ltd | Vertical take-off aircraft |
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-
2015
- 2015-11-16 FR FR1561004A patent/FR3043649B1/fr active Active
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