FR3096964A1 - Aéronef, en particulier module spatial de rentrée atmosphérique, à conception et architecture optimisées. - Google Patents

Abstract

- Aéronef, en particulier module spatial de rentrée atmosphérique, à conception et architecture optimisées. - L’aéronef (1) comporte un fuselage (3), deux ailes (4A, 4B) agencées de part et d’autre dudit fuselage (3), et deux nacelles (7A, 7B) agencées aux extrémités des ailes (4A, 4B) et portant chacune un empennage horizontal (8A, 8B) et un empennage vertical (9A, 9B), le fuselage (3) présentant une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal (X-X) avec une section transversale maximale se trouvant à une position longitudinale située à l’avant de la position longitudinale des bords d’attaque (15A, 15B) des ailes (4A, 4B) au niveau du fuselage (3), permettant notamment d’aider à éviter une perte de stabilité statique longitudinale de l’aéronef, ledit aéronef (1) présentant une conception et architecture optimisées adaptées aux conditions sévères rencontrées par un module spatial de rentrée atmosphérique. Figure pour l'abrégé : Fig . 8

Description

Aéronef, en particulier module spatial de rentrée atmosphérique, à conception et architecture optimisées.

La présente invention concerne un aéronef à conception et architecture optimisées, en particulier un module spatial de rentrée atmosphérique.

Bien que non exclusivement, la présente invention s’applique plus particulièrement à une partie (ou module) d’un lanceur spatial, d’une fusée sonde ou d’un véhicule expérimental assimilé, comprenant notamment un ensemble de propulsion, qui est destinée à être récupérée après que le lanceur spatial, la fusée sonde ou le véhicule expérimental assimilé a effectué sa mission.

Dans une telle application préférée, l’aéronef correspond donc à une partie récupérable qui permet de revenir sur Terre en volant, c’est-à-dire à un module (ou véhicule) spatial (volant) apte à réaliser une rentrée atmosphérique.

Par le document FR-2 961 179, on connaît un tel module récupérable pour lanceur spatial. Ce module comporte des éléments présentant un coût élevé, et dont la réutilisation est très avantageuse, tels que notamment un ensemble propulsif, un système de pressurisation, l’avionique et des moyens de génération de puissance électrique.

On sait que, lors de la rentrée atmosphérique, un tel aéronef ou module est soumis à des vitesses élevées qui génèrent, en particulier, des problèmes de stabilité, notamment via la génération d’ondes de choc et de décollement de couche limite.

En particulier, une génération d’ondes de choc au milieu des ailes de l’aéronef peut provoquer un détachement important de l’écoulement et ainsi générer une perte de stabilité à la fois longitudinale et latérale.

Une telle situation n’est pas satisfaisante.

La présente invention concerne un aéronef, en particulier un module spatial (volant) apte à réaliser une rentrée atmosphérique, permettant de remédier aux inconvénients précités, en évitant une perte de stabilité longitudinale et latérale. Ledit aéronef est du type comportant un fuselage et deux ailes agencées de part et d’autre dudit fuselage, lesdites ailes étant agencées de sorte que leurs bords d’attaque respectifs sont situés à une position dite première position longitudinale le long d’un axe longitudinal dudit fuselage, l’aéronef comprenant également deux nacelles agencées aux extrémités des ailes, ces nacelles portant chacune un empennage vertical et un empennage horizontal.

Selon l’invention, ledit fuselage présente une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal dudit fuselage, et de l’avant vers l’arrière de l’aéronef, le long de l’axe longitudinal, la taille de la section transversale du fuselage augmente jusqu’à une section transversale maximale puis diminue, et la section transversale maximale est située à une position dite seconde position longitudinale le long dudit axe longitudinal, cette seconde position longitudinale étant située à l’avant de ladite première position longitudinale (correspondant à la position des bords d’attaque des ailes au niveau du fuselage).

La position de la section transversale maximale du fuselage sur l’aéronef détermine approximativement la position longitudinale d’une onde de choc transsonique. Ainsi, en situant la section transversale maximale à l’avant du bord d’attaque des ailes, on positionne la première onde de choc devant le bord d’attaque des ailes dans le régime transsonique, ce qui permet d’éviter ou tout au moins de limiter une seconde onde de choc au milieu des ailes. Ceci empêche l’apparition d’un détachement important de l’écoulement, tel que précité, et ainsi évite une perte de stabilité longitudinale de l’aéronef dans ces conditions.

Comme précisé ci-dessous, la stratégie de conception de l’aéronef, adoptée dans le cadre de la présente invention, qui permet de satisfaire une loi des aires, permet de maîtriser le déplacement du foyer aérodynamique sur tout le domaine de nombres de Mach rencontré par l’aéronef au cours d’une rentrée atmosphérique typique.

Avantageusement, à l’arrière de ladite seconde position longitudinale de section transversale maximale, le fuselage présente une surface externe de forme telle qu’elle présente avec l’axe longitudinal un angle, de préférence variable, qui est inférieur ou égal à 7°. Ceci permet d’éviter un détachement subit de l’écoulement sur le fuselage, à l’arrière de la section transversale maximale.

Par ailleurs, avantageusement, chacune desdites nacelles présente une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal dudit fuselage. De l’avant vers l’arrière, le long de l’axe longitudinal, la taille de la section transversale de chacune desdites nacelles augmente jusqu’à une section transversale maximale puis diminue, et la section transversale maximale se trouve à une position le long dudit axe longitudinal, qui est située entre le bord de fuite de l’aile et le bord d’attaque de l’empennage horizontal de la nacelle considérée.

Les caractéristiques précédentes permettent des positionnements avantageux d’ondes de choc transsoniques, à proximité des sections transversales maximales, en amont des surfaces de commandes de la nacelle et de la voilure principale qui restent ainsi le plus possible épargnés de toute perturbation d’ondes de choc dans le régime de vol transsonique.

Par ailleurs, de façon avantageuse, les carénages des nacelles et des ailes sont configurées pour augmenter localement la robustesse à la séparation de flux transsonique.

Dans un mode de réalisation, sur chacune desdites nacelles, l’empennage vertical et l’empennage horizontal sont agencés sur la nacelle considérée de sorte qu’une section transversale maximale de l’empennage vertical est située, longitudinalement, à l’arrière d’une section transversale maximale de l’empennage horizontal, afin de minimiser les interférences entre les surfaces de commande, en particulier dans des régimes de vol transsoniques de l’aéronef.

De plus, avantageusement, sur chacune desdites nacelles, l’empennage vertical et l’empennage horizontal sont agencés de sorte qu’un plan général de l’empennage vertical et un plan général de l’empennage horizontal forment entre eux un angle sensiblement de 90°.

Par ailleurs, de façon avantageuse, l’aéronef comporte au moins certains des systèmes suivants :
- des systèmes avioniques et un système de pressurisation agencés dans le nez de l’aéronef ;
- des unités de propulsion aéronautique agencées dans les nacelles, à l’avant desdites nacelles ;
- au moins un moteur-fusée agencé à l’arrière de l’aéronef ; et
- des réservoirs de carburant agencés dans les ailes de l’aéronef à proximité du fuselage.

De préférence, les unités de propulsion aéronautique sont agencées à l’avant d’une ligne de torsion des ailes de l’aéronef.

En outre, avantageusement, les positions en envergure des nacelles sont configurées pour être compatibles avec un profil maximal d’expansion de gaz d’échappement du moteur-fusée à l’arrière de l’aéronef obtenu hors atmosphère en fin de phase propulsée.

Par ailleurs, de façon avantageuse des systèmes principaux de l’aéronef sont séparés les uns des autres.

En outre, avantageusement :
- le fuselage est axisymétrique ; et/ou
- les ailes sont positionnées à mi-plan ; et/ou
- les nacelles sont agencées dans un plan moyen des ailes.

En outre, de façon avantageuse, chacun desdits empennages verticaux est agencé sur la nacelle de sorte qu’un plan général d’une dérive fixe présente un angle sensiblement de 10° par rapport à un plan vertical de la nacelle, en étant incliné vers l’extérieur ou vers l’intérieur de l’aéronef. Cet angle permet de réduire l’interaction acoustique et radiative, générée par l’environnement créé par des gaz d’échappement du moteur-fusée à l’arrière de l’aéronef.

La présente invention concerne également un véhicule tel qu’un lanceur spatial, une fusée sonde ou une véhicule expérimental assimilé, comprenant un module récupérable, ledit module récupérable correspondant à un aéronef tel que celui décrit ci-dessus.

Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figures 1 est une vue schématique, de dessus, d’un aéronef conforme à un mode de réalisation préféré de l’invention.

La figure 2 est une vue schématique, en perspective, d’un aéronef conforme au mode de réalisation préféré de l’invention.

La figure 3 est une vue partielle, en vue de côté, du fuselage de l’aéronef.

La figure 4 est une vue partielle, en perspective, du fuselage de l’aéronef.

La figure 5 est une vue schématique partielle, de dessus, illustrant la position d’ondes de choc en lien avec la forme de l’aéronef, conformément à des caractéristiques préférées de l’invention.

La figure 6 est une vue partielle de dessus de l’arrière de l’aéronef, montrant un profil d’expansion de gaz d’échappement générés par un moteur-fusée.

La figure 7 est une vue schématique de l’arrière de l’aéronef des figures 1 et 2.

La figure 8 est une vue schématique de dessus détaillant l’aménagement des principaux équipements d’un aéronef conforme à un mode de réalisation préféré de l’invention.

L’aéronef 1, représenté schématiquement dans un mode de réalisation particulier sur les figures 1 et 2, est configuré pour pouvoir voler et ceci notamment à des vitesses élevées, en particulier dans le cadre d’une rentrée atmosphérique. De préférence, l’aéronef 1 est un aéronef sans pilote.

A titre d’application préférée (considérée dans la description suivante), cet aéronef 1 correspond à un module (ou véhicule) volant qui représente une partie récupérable d’un lanceur spatial, d’une fusée sonde ou d’un véhicule expérimental assimilé et qui est destiné à être récupéré sur Terre après sa mission. Ce module (ou véhicule) volant doit donc être apte à réaliser une rentrée atmosphérique, dans les conditions difficiles dans lesquelles est généralement réalisée une telle rentrée, ainsi qu’une approche d’une piste d’atterrissage et un atterrissage sur cette piste d’atterrissage. Dans cette application, l’aéronef 1 comporte des éléments et systèmes précisés ci-dessous, qui présentent un coût élevé, et dont la réutilisation est très avantageuse.

Comme représenté sur les figures 1 et 2, l’aéronef 1 comporte un corps central 2 principal, d’axe longitudinal X-X, formant un fuselage 3. Le sens de vol de l’aéronef 1 est illustré par une flèche F sur les figures 1 et 2. Dans le cadre de la présente invention, les termes « avant » et « arrière » sont définis, respectivement, par rapport à l’avant et à l’arrière de l’aéronef 1, le sens de l’arrière vers l’avant étant défini selon le sens F de vol de l’aéronef 1.

Pour faciliter et simplifier la description qui suit, des éléments similaires agencés sur les deux côtés de l’aéronef 1 par rapport au fuselage 3 sont identifiés par des références chiffrées identiques. Toutefois, selon le côté considéré, une lettre A (pour les éléments de droite dans le sens F de vol de l’aéronef 1) ou une lettre B (pour les éléments de gauche dans le sens F de vol de l’aéronef 1) est ajoutée à ces références chiffrées.

Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 1 et 2, l’aéronef 1 est pourvu de deux ailes 4A et 4B fixées, de part et d’autre de l’axe longitudinal X-X, respectivement par une extrémité 5A, 5B, au fuselage 3.

L’aéronef 1 est également pourvu, à chacune des extrémités 6A et 6B (des ailes 4A et 4B) opposées auxdites extrémités 5A et 5B, d’une nacelle 7A, 7B allongée, en forme générale d’ogive allongée. La nacelle 7A présente un axe longitudinal LA-LA, et la nacelle 7B présente un axe longitudinal LB-LB. Ces axes longitudinaux LA-LA et LB-LB sont sensiblement parallèles à l’axe longitudinal X-X. Les nacelles 7A et 7B sont donc agencées de part et d’autre du fuselage 3, sensiblement parallèlement à la direction longitudinale du fuselage 3. Cet agencement des nacelles 7A et 7B, latéralement au fuselage 3, est notamment compatible avec divers lanceurs ou fusées sondes ou véhicules expérimentaux assimilés, et/ou divers moteurs-fusées (y compris des mono ou multi-moteurs fusées).

En outre, chacune desdites nacelles 7A et 7B est pourvue d’un empennage horizontal 8A, 8B et d’un empennage vertical 9A, 9B. De façon générale, les empennages assurent, notamment, la stabilité et le contrôle de l'aéronef autour de l'axe de lacet (pour l'empennage vertical 9A, 9B) et autour de l'axe de tangage (pour l'empennage horizontal 8A, 8B).

Chacun des empennages verticaux 9A et 9B comporte, comme représenté sur la figure 2, deux parties, à savoir une partie fixe appelée dérive 10A, 10B qui est fixée sur la nacelle 7A, 7B, et une partie mobile appelée gouverne de direction 11A, 11B, qui est montée de façon mobile sur la dérive 10A, 10B. Les empennages verticaux 9A, 9B ont donc notamment pour fonction d’assurer la stabilité et de contrôle de l'aéronef 1 autour de l'axe de lacet.

De plus, chacun desdits empennages horizontaux 8A et 8B comporte, comme représenté sur la figure 1, une partie mobile 12A, 12B appelée gouverne de profondeur qui est directement montée sur la nacelle 7A, 7B. Ces empennages horizontaux 8A et 8B participent donc à la stabilité et au contrôle de l'aéronef 1 en tangage. De plus, comme précisé ci-dessous, chacune des gouvernes de profondeur 12A, 12B est de type monobloc, ce qui apporte l’efficacité attendue sur l’ensemble du domaine de vol aux empennages horizontaux 8A et 8B.

Les ailes, ainsi que les nacelles et les éléments qu’ils portent sont symétriques par rapport à un plan vertical de symétrie XZ (figure 4) de l’aéronef 1. Grâce notamment à ces caractéristiques, et comme précisé davantage ci-dessous, l’aéronef 1 ne présente pas de portance à incidence nulle durant la phase de montée.

Selon l’invention, comme représenté notamment sur la figure 3, le fuselage 3 de l’aéronef 1 présente une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal X-X. Le fuselage 3 est pourvu à l’avant d’un nez 14. De l’avant (à partir du nez 14) vers l’arrière de l’aéronef 1, dans le sens illustré par une flèche E, le long de l’axe longitudinal X-X, la taille de la section transversale du fuselage 3 augmente (sur une distance D1) jusqu’à une section transversale maximale C1, c’est-à-dire une section transversale présentant une surface maximale, puis elle diminue (sur une distance D2). Une section transversale correspond à une coupe du fuselage 3 dans un plan YZ (figure 4) perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X.

De plus, selon l’invention, la section transversale maximale C1 est située à une position longitudinale P1 le long de l’axe longitudinal X-X. Cette position longitudinale P1 est située à l’avant d’une position longitudinale P2 correspondant à la position des bords d’attaque 15A et 15B des ailes 4A et 4B au niveau du fuselage 3, c’est-à-dire à l’emplanture des ailes, à savoir du bord d’attaque 15B de l’aile 4B dans l’exemple de la figure 3.

Ainsi, comme la position longitudinale P1 de la section transversale maximale C1 détermine la position longitudinale de l’onde de choc transsonique, en situant la section transversale maximale C1 (position longitudinale P1) à l’avant des bords d’attaque 15A et 15B (position longitudinale P2) des ailes 4A et 4B, on positionne la première onde de choc O1 devant lesdits bords d’attaque 15A et 15B des ailes 4A et 4B dans le régime transsonique, comme illustré sur la figure 5, ce qui permet d’éviter ou tout au moins de limiter une seconde onde de choc au milieu des ailes 4A et 4B. Cette caractéristique empêche l’apparition d’un détachement important de l’écoulement, et permet ainsi d’éviter une perte de stabilité statique longitudinale.

A l’arrière de ladite position longitudinale P1 de section transversale maximale C1, le fuselage 3 présente une surface externe S de forme telle qu’elle présente avec l’axe longitudinal X-X un angle α, de préférence variable. Cet angle α local est défini comme l’angle entre la tangente locale à la surface et l’axe longitudinal X-X (visualisé sur la figure 3 à titre d’exemple entre un trait Si dans le prolongement de S et un trait Hi parallèle à l’axe longitudinal X-X) est inférieur ou égal à 7°. Ceci permet d’éviter au maximum un détachement subit de l’écoulement sur le fuselage 3.

La section transversale maximale C1 peut présenter une forme variable, qui peut être circulaire ou non.

Dans le cadre de l’invention, on met en œuvre une stratégie de conception permettant de vérifier une loi des aires. L’application de cette stratégie a pour objet d’augmenter la section transversale du fuselage 3 pour obtenir une section transversale maximale C1 à l’avant des bords d’attaque 15A et 15B des ailes 4A et 4B, tout en gardant une surface externe S limitée à 7° pour éviter un détachement de couche limite locale.

Une fois la forme du fuselage 3 et la position des ailes 4A et 4B fixées, les nacelles 7A et 7B sont définies en tenant compte des caractéristiques suivantes conformes à la stratégie de conception précitée.

Chacune des nacelles 7A et 7B présente une section transversale de taille variable le long des axes longitudinaux respectifs LA-LA et LB-LB des nacelles 7A et 7B considérées. De l’avant vers l’arrière, le long de l’axe longitudinal X-X, la taille de la section transversale de chacune des nacelles 7A et 7B augmente jusqu’à une section transversale maximale CM (figure 5), puis elle diminue. La section transversale maximale CM se trouve à une position P3 le long dudit axe longitudinal LA-LA, LB-LB, qui est située entre le bord de fuite 16A, 16B de l’aile 4A, 4B au niveau de la nacelle 7A, 7B et le bord d’attaque 17A, 17B de l’empennage horizontal 8A, 8B monté sur la nacelle 7A, 7B, comme représenté pour la nacelle 7A sur la figure 5. Ceci permet de positionner la seconde onde de choc O2 transsonique de sorte qu’elle soit éloignée des surfaces de commande et des surfaces de portance.

Les caractéristiques précédentes entraînent donc des positionnements avantageux des ondes de choc O1 et O2 transsoniques, à proximité des sections transversales maximales C1 et CM, et ceci loin des surfaces de commande et des surfaces de portance, qui restent ainsi le plus possible épargnés de toute perturbation d’onde de choc dans le régime de vol transsonique.

Ainsi, la position longitudinale du foyer aérodynamique en fonction du nombre de Mach et de l’angle d’incidence sur tout le corridor de vol de rentrée atmosphérique de la mission varie peu et de manière lisse et continue.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, le fuselage 3 présente à l’avant de la section transversale maximale C1, à une position P4 (figure 3), une zone d’interface 18 destinée à la fixation de réservoirs d’un lanceur spatial, d’une fusée sonde ou d’un véhicule expérimental assimilé lorsqu’il est pourvu de l’aéronef 1. La section transversale C2 à ladite zone d’interface 18 est avantageusement circulaire. L’évolution de la section du fuselage 3 le long de l’axe X-X est telle que la zone de Mach subsonique reste à l’avant de cette section circulaire. Ceci permet d’éviter que la zone d’interface 18 soit impactée par des écoulements transsoniques importants.

L’aéronef 1 permet de maîtriser le déplacement du foyer aérodynamique sur tout le domaine de nombres de Mach de l’aéronef 1.

Concernant les caractéristiques aérodynamiques longitudinales, on obtient un déplacement du foyer aérodynamique longitudinal, continu et lisse, sur tout le domaine de nombres de Mach rencontré durant une rentrée atmosphérique et un retour vers le site de lancement. Ce comportement avantageux est obtenu sur tout le domaine d’angles d’attaque requis pour assurer la mission.

De plus, concernant les caractéristiques aérodynamiques latérales, on obtient un déplacement du foyer aérodynamique latéral, continu et lisse, sur tout le domaine de nombres de Mach rencontré durant une rentrée atmosphérique et un retour vers le site de lancement. Ce comportement avantageux est également obtenu sur tout le domaine d’angles d’attaque et de dérapage requis pour assurer la mission.

On notera que :
a) l’aéronef 1 étant statiquement stable, longitudinalement et latéralement, lors de la phase de rentrée, les besoins de contrôle des commandes de vol sont minimisés et une partie de la phase de rentrée peut être réalisée dans un mode purement passif ;
b) la maîtrise de l’attitude de rentrée initiale peut être assouplie en raison de la stabilité statique inhérente, qui va automatiquement réorienter l’attitude de l’aéronef par rapport au vent relatif. Cette propriété apporte une robustesse additionnelle après la phase de séparation de la partie consommable ou, en d’autres termes, réduit les besoins requis de commande d’attitude exo-atmosphérique ; et
c) un faible cabrage naturel (sans commande de cabrage) peut être généré lors de la rentrée. Cette caractéristique apporte de la robustesse au système et contribue à réduire le besoin en puissance requis pour les moyens de contrôle.

Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, représenté sur la figure 6, la position latérale des nacelles 7A et 7B (de part et d’autre de l’axe longitudinal X-X) et leur agencement longitudinal (vers l’arrière) sont configurés pour être compatibles avec un profil 13 d’expansion de gaz d’éjection, à savoir des gaz d’éjection générés par un moteur-fusée 21 à l’arrière de l’aéronef 1. Par conséquent, la structure de l’aéronef 1 et notamment les nacelles 7A et 7B ne sont pas soumises auxdits gaz d’échappement et ne sont donc pas perturbées par ces derniers.

En outre, dans un mode de réalisation préféré, l’empennage horizontal 8A, 8B présente une section transversale variable selon l’axe X-X. De même l’empennage vertical 9A, 9B présente également une section transversale variable selon l’axe X-X. De plus, les sections transversales maximales de l’empennage horizontal 8A, 8B et de l’empennage vertical 9A, 9B sont ségrégués longitudinalement (selon l’axe X-X) et angulairement pour éviter le plus possible des interactions préjudiciables durant les régimes de vol transsoniques et ainsi garder un contrôle latéral et longitudinal sur le régime de vol complet de l’aéronef 1.

A cet effet, la section transversale maximale de l’empennage vertical 9A, 9B est placée à l’arrière (dans le sens de vol F de l’aéronef 1) de la section transversale maximale de l’empennage horizontal 8A, 8B de manière à pouvoir minimiser les interférences aérodynamiques entre les surfaces de commande, en particulier dans lesdits régimes de vol transsoniques. Cette ségrégation est également effective lorsque les surfaces de commande de l’empennage vertical (gouverne de direction) et de l’empennage horizontal (gouverne de profondeur) sont braquées.

En outre, l’empennage vertical 9A, 9B est agencé au-dessus du plan de symétrie horizontal NA, NB de l’aéronef 1, passant par les ailes 4A, 4B, comme représenté sur la figure 7, pour un roulis favorable induit par une stabilité de dérapage.

En outre, dans un mode de réalisation préféré, chacun des empennages verticaux 9A, 9B est agencé sur la nacelle 7A, 7B de sorte qu’un plan général JA, JB de la dérive de l’empennage vertical 9A, 9B présente un angle γ non nul par rapport à un plan vertical IA, IB de la nacelle 7A, 7B, en étant incliné vers l’extérieur de l’aéronef 1 comme illustré par une flèche EA, EB sur la figure 7. Cet angle γ (compris par exemple entre 7° et 13°) est, de préférence, de l’ordre de 10°. Cet angle γ (de valeur relativement faible) permet de réduire l’interaction acoustique et radiative entre les nacelles, due en particulier à des gaz d’échappement à l’arrière de l’aéronef 1, générés par le moteur-fusée 21 (figure 6).

Dans un mode de réalisation préféré, sur chacune desdites nacelles 7A et 7B, l’empennage vertical 9A, 9B et l’empennage horizontal 8A, 8B sont agencés de sorte que le plan général JA, JB de l’empennage vertical 9A, 9B et un plan général KA, KB de l’empennage horizontal 8A, 8B forment, entre eux, un angle sensiblement de 90°, comme représenté sur la figure 7. Par conséquent, avec l’agencement précité de l’empennage vertical 9A, 9B, chaque empennage horizontal 8A, 8B adopte, pour une ségrégation angulaire proche de 90° par rapport à l’empennage vertical 9A, 9B, un angle vers le bas par rapport au plan NA, NB des ailes 4A et 4B.

La forme en plan des ailes 4A, 4B est choisie aussi simple que possible, en tenant en compte de considérations de production et de protection thermique. De plus, comme représenté sur la figure 8, les ailes 4A et 4B comprennent des bords d’attaque 15A et 15B et des bords de fuite 16A et 16B qui sont rectilignes. Une flèche modérée d’angle de 30° (à 25% de la corde) est adoptée pour minimiser la perte de portance subsonique due à la flèche.

Par ailleurs, l’aéronef 1 est pourvu d’un ensemble 20 comprenant des systèmes avioniques ainsi qu’un système de pressurisation pour le système de propulsion à moteur-fusée. Cet ensemble 20 est agencé à l’avant du nez 14 de l’aéronef 1, comme représenté sur la figure 8.

Cette position à l’avant contribue au déplacement vers l’avant du centre de gravité CG de l’aéronef 1 et favorise :
- l’augmentation des bras de levier aérodynamiques des empennages horizontaux et verticaux ; et
- l’accès aux éléments de cet ensemble 20 à l’avant du fuselage 3, notamment pour la maintenance.

La forme du nez 14 est conçue pour dissiper l’énergie durant la rentrée atmosphérique. A cet effet, un nez 14 arrondi (émoussé) est prévu pour générer une traînée aérodynamique hypersonique/supersonique relativement élevée.

Par ailleurs l’aéronef 1 comporte un ensemble propulsif tel que le moteur-fusée 21 (figure 8), pour réaliser le lancement du lanceur spatial, ou tout au moins aider au lancement dudit lanceur spatial. Le moteur-fusée 21 est agencé à l’arrière 22 du fuselage 3. Dans un mode de réalisation particulier (non représenté), l’aéronef 1 peut comporter une pluralité de moteurs-fusées.

L’aéronef 1 comporte également des moyens usuels pour générer son vol au retour, et notamment un système de propulsion aéronautique pourvu d’unités de propulsion aéronautique 23A et 23B de tout type, par exemple un turbopropulseur à hélice dont on a représenté schématiquement des hélices 24A et 24B sur la figure 8. L’aéronef 1 comporte, en outre, des moyens usuels de commande et de pilotage qui ne sont pas décrits d’avantage et qui permettent à l’aéronef 1 notamment de mettre en œuvre la rentrée atmosphérique et de réaliser une manœuvre de ressource suivie d’un vol de croisière jusqu’à un atterrissage sur une piste d’atterrissage.

Comme représenté sur la figure 8, les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B sont agencées dans les nacelles 7A et 7B, à l’avant desdites nacelles 7A et 7B.

Les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B du système de propulsion aéronautique étant agencés à l’avant des nacelles 7A et 7B, ceci permet :
- de déplacer le centre de gravité CG de l’aéronef 1 vers l’avant ;
- d’éloigner le système de propulsion aéronautique autant que possible des gaz d’échappement du moteur-fusée 21, ainsi que de tous les systèmes spatiaux contenus dans le fuselage 3 ;
- d’apporter des caractéristiques favorables pour réduire un battement aérodynamique (aéroélastique) à certaines conditions de vol critiques (en nombre de Mach et de pression dynamique) ;
- de réduire le moment de flexion aux emplantures d’aile durant les manœuvres de cabrage, en particulier durant la phase de ressource mise en œuvre après la rentrée atmosphérique ; et
- d’assurer le fonctionnement optimal des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B qui bénéficient ainsi d’un écoulement non perturbé en amont des hélices et des entrées d’air.

Par ailleurs, l’aéronef 1 comporte également des réservoirs de carburant 25A et 25B pour les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B du système de propulsion aéronautique. Ces réservoirs de carburant 25A et 25B sont agencés dans les ailes 4A et 4B de l’aéronef 1. De préférence, les réservoirs de carburant 25A et 25B sont agencés :
- près du fuselage 3 pour contribuer au positionnement vers l’avant du centre de gravité CG, en tenant compte des flèches des ailes 4A et 4B ; et
- à proximité du centre de gravité CG, afin de minimiser le déplacement du centre de gravité CG lors de la consommation du carburant (contenu dans lesdits réservoirs de carburant 25A et 25B) durant le vol de croisière subsonique de rentrée.

On obtient ainsi un centrage longitudinal propre de l’aéronef 1, sensiblement inchangé le long du vol de la mission. En particulier, lorsque tout le carburant est consommé, la position du centre de gravité CG est appropriée pour un réglage longitudinal et un contrôle latéral, qui sont requis pour un atterrissage ou une manœuvre de remise des gaz lors d’une phase d’atterrissage de l’aéronef 1.

L’agencement des réservoirs de carburant 25A et 25B, pouvant par exemple recevoir chacun de l’ordre de 300 kg, dans les emplantures d’aile entre les deux longerons d’ailes, aussi près que possible du centre de gravité CG de l’aéronef 1, minimise le déplacement du centre de gravité CG lors de la consommation du carburant. Un léger déplacement vers l’arrière du centre de gravité CG dans les conditions d’atterrissage est toutefois généré pour minimiser la marge statique longitudinale lors de l’arrondi au toucher du sol.

Par ailleurs, pour pouvoir réaliser l’atterrissage, l’aéronef 1 est pourvu d’un ensemble de trains d’atterrissage 26A, 26B et 26C déployables. Les trains d’atterrissage 26A et 26B sont agencés près du fuselage 3 de l’aéronef 1compte tenu des volumes disponibles pour leur aménagement et de la position du centre de gravité à l’atterrissage. Le train avant 26C est logé dans le fuselage le plus avant possible sur l’axe X-X pour :
- en position escamotée, contribuer au positionnement vers l’avant du centre de gravité CG ; et
- en position déployée, assurer une répartition des appuis entre les trains 26A, 26B et 26C, conforme aux règles de l’art dans le domaine aéronautique.

L’aéronef 1 est compatible avec l’agencement dans les carénages proches des extrémités 5A et 5B pour les trains d’atterrissage 26A et 26B et dans le fuselage pour le train 26C d’un ensemble de trains d’atterrissage en particulier simplifiés, ne comprenant aucun frein, aucun système hydraulique et aucun guidage de la roue avant.

L’aéronef 1 présente ainsi une architecture unique et avantageuse combinant les caractéristiques précitées et présentant une cohérence globale pour mettre en œuvre des fonctions de haut niveau.

On précise ci-après, plus en détail, les avantages dudit aéronef 1, tel que décrit ci-dessus.

L’aéronef 1 est compatible avec l’expansion des gaz d’échappement du moteur-fusée 21 lors de la montée, comme indiqué ci-dessus en référence à la figure 6. À cet effet, ses éléments et systèmes sont situés à l’extérieur du profil 13 d’expansion des gaz d’échappement du moteur-fusée 21 lors de la montée. Ceci assure une compatibilité géométrique des gaz d’échappement avec un moteur-fusée 21 unique. Ce principe de construction géométrique peut être obtenu de façon similaire pour tout type de moteur-fusée ainsi que pour des configurations de lanceurs multi moteurs-fusées.

En outre, l’aéronef 1 peut présenter des caractéristiques supplémentaires contribuant à minimiser les charges thermiques. En particulier, dans un mode de réalisation particulier, l’aéronef 1 comporte une protection thermique sur les bords de fuite, épais, des ailes 4A et 4B et des empennages verticaux 9A et 9B.

En outre, dans une réalisation particulière, l’aéronef 1 peut comporter une protection locale additionnelle (non représentée) sur chaque empennage vertical 9A, 9B. De préférence, cette protection locale comporte une couche de protection, qui peut être éjectable à la coupure du moteur fusée 21.

Par ailleurs, comme indiqué ci-dessus, on met en œuvre une répartition appropriée et avantageuse de la masse sur l’aéronef 1 afin de maîtriser la position de son centre de gravité CG (figure 8) et l’aéroélasticité durant toute la mission.

Pour ce faire, les masses principales des systèmes de l’aéronef 1 sont agencées aux positions les plus en avant afin d’obtenir une position avantageuse du centre de gravité CG et de maîtriser cette position à partir du début de la rentrée atmosphérique jusqu’à l’atterrissage.

Dans un mode de réalisation préféré, la masse de chaque unité de propulsion aéronautique 23A, 23B est agencée à l’avant d’une ligne de torsion 27A, 27B de l’aile 4A, 4B correspondante, comme représenté sur la figure 8, ce qui permet de minimiser la tendance au flottement, en particulier dans le régime de vol transsonique.

En outre, l’agencement de chaque unité de propulsion aéronautique 23A, 23B dans la nacelle 7A, 7B à l’extrémité d’aile permet de minimiser le moment de flexion des ailes 4A, 4B lors des manœuvres de cabrage, en particulier à la rentrée.

Par ailleurs, la surface de chaque aile 4A, 4B est choisie pour être compatible avec les phases de rentrée, de vol en croisière et d’atterrissage à environ 250 kg/m² de charge alaire.

Par ailleurs, comme représenté sur la figure 8, on prévoit une séparation (ou éloignement) entre eux des principaux systèmes dans l’aéronef 1.

En particulier, le moteur-fusée 21, les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B, et les dispositifs de contrôle sont découplés. On peut ainsi réaliser une répartition adaptée des principaux systèmes pour éviter des interactions négatives entre eux. En particulier, les systèmes spatiaux sont ségrégués par rapport aux systèmes aéronautiques, et le moteur fusée 21 est protégé à l’arrière de l’aéronef 1 durant la phase de rentrée. De plus, les systèmes avioniques et de pressurisation 20 sont agencés à l’avant de l’aéronef 1 avec les interfaces aux réservoirs de carburant 25A et 25B.

Par ailleurs, la forme générale de l’aéronef 1 permet d’obtenir une portance nulle à un angle d’incidence nul durant la phase de montée. Pour ce faire, on prévoit :
- un fuselage 3 axisymétrique, conduisant à un fuselage symétrique par rapport au plan XY ;
- une position des ailes 4A et 4B à mi-plan ;
- des nacelles 7A, 7B de réception des unités de propulsion aéronautique 23A, 23B qui sont agencées dans le plan XY des ailes 4A et 4B (figure 4) ; et
- les empennages verticaux et horizontaux sont réalisés et agencés afin de minimiser la traînée et les moments perturbateurs durant la phase de montée.

De plus, comme indiqué ci-dessus, chaque empennage vertical 9A, 9B est incliné de l’ordre de 10° (figure 7) afin de réduire l’interaction acoustique et thermique avec les gaz d’échappement du moteur-fusée 21.

En revanche, la phase de rentrée n’influence pas le choix de la forme avant de l’aéronef 1.

Par ailleurs, pour participer à la stabilité longitudinale et latérale de l’aéronef 1, on prévoit, en plus des caractéristiques précitées, des caractéristiques supplémentaires. En particulier :
- la forme en plan des ailes 4A et 4B limite la tendance au cabrage transsonique, en prévoyant un allongement d’aile (rapport entre le carré de l’envergure et la surface de l’aile) approprié, avec une flèche d’aile de 30° à 25 % de la corde moyenne aérodynamique ;
- un bord de fuite épais sur le profil de chaque aile 4A, 4B permet d’augmenter la robustesse du profil à la couche limite transsonique ;
- les carénages des nacelles 7A et 7B et des ailes 4A et 4B sont configurés pour augmenter localement la robustesse à la séparation de flux transsonique ; et
- des ailerons sur les ailes sont de type double, chaque aileron comprenant deux éléments mobiles indépendants, chacun desdits éléments mobiles étant apte à être braqué individuellement, ce qui permet à la fois une augmentation de la stabilité longitudinale et une capacité de contrôle en roulis.

Par ailleurs, on peut mettre en œuvre des déflexions appropriées des surfaces de contrôle, comprenant de possibles transferts de fonctionnalités entre les ailes 4A et 4B et les empennages horizontaux 8A et 8B, pour remédier à des problèmes aéroélastiques ponctuels dans le régime de vol transsonique. À titre d’exemple, on peut envisager une déflexion d’environ 10° vers le haut d’un aileron externe de chaque aile 4A, 4B lors de la phase transsonique.

En outre, pour chaque empennage horizontal 8A, 8B, on prévoit de préférence les caractéristiques suivantes :
- la gouverne de profondeur 12A, 12B est de type monobloc pour une efficacité supersonique, transsonique et subsonique appropriée ;
- la ligne de charnière est placée avantageusement aux alentours de 50 % de la corde pour minimiser le moment de charnière ; et
- le profil de chaque empennage horizontal 8A, 8B est adapté aux régimes de vol transsonique et subsonique.

En outre, les empennages horizontaux 8A et 8B peuvent également être utilisés pour le contrôle en roulis de l’aéronef 1.

Par ailleurs, l’aéronef 1 présente des performances aérodynamiques accrues, avec notamment une décélération supersonique efficace lors de la rentrée atmosphérique, une manœuvre de ressource efficace dans le régime de vol transsonique et un vol en croisière subsonique efficace lors du retour au site de lancement.

Les éléments suivants contribuent à une décélération efficace (augmentation du coefficient balistique supersonique) durant la rentrée (à angle d’incidence faible) :
- le nez 14 émoussé (arrondi) au niveau du fuselage 3 avec une évolution le long de l’axe longitudinal du fuselage 3 telle que la zone de Mach subsonique reste à l’avant de la section C2 (figure 3). Ceci permet d’éviter que la zone d’interface 18 soit impactée par des écoulements transsoniques importants ;
- un nez émoussé (arrondi) au niveau de chaque nacelle 7A, 7B, qui est compatible avec l’agencement de l’unité de propulsion aéronautique 23A, 23B ; et
- un bord d’attaque 15A, 15B épais à chaque aile 4A, 4B, ce qui réduit localement les flux thermiques et augmente la traînée supersonique, en particulier dans la zone d’interaction choc/choc à proximité de la nacelle 7A, 7B.

Par ailleurs, les éléments suivants contribuent à une manœuvre de cabrage efficace dans le régime de vol transsonique (à environ Mach 0,8) :
- la réalisation monobloc de chaque empennage horizontal 8A, 8B ; et
- la ségrégation horizontale entre l’empennage vertical 9A, 9B et l’empennage horizontal 8A, 8B.

En outre, l’aéronef 1 présente une configuration compacte avec un fuselage court et émoussé et une envergure d’aile du même ordre de grandeur, permettant un vol en croisière subsonique efficace lors du retour au site de lancement.

Plus particulièrement :
- l’allongement d’aile est plus favorable, entraînant de fait un meilleur ratio subsonique de portance sur traînée (finesse aérodynamique). Ceci réduit directement et de façon spécifique les besoins en puissance et en masse du système de propulsion aéronautique 23A, 23B ainsi que la consommation de carburant pour la phase de propulsion aéronautique et réduit également le taux de descente en plané, ce qui laisse du temps pour mettre en œuvre la séquence d’allumage (ou démarrage) du système de propulsion aéronautique, autorisant une seconde tentative de redémarrage dudit système de propulsion aéronautique dans le cas d’une première tentative infructueuse ;
- l’utilisation de profils épais avec une épaisseur relative de plus de 10% est également cohérente avec un vol en croisière subsonique efficace, ainsi qu’une approche et un atterrissage sans utilisation de dispositifs mobiles de génération de portance élevée au bord d’attaque et/ou au bord de fuite ;
- l’efficacité de l’empennage horizontal 8A, 8B pour atteindre le coefficient de portance maximal lors de l’arrondi à l’atterrissage ;
- le contrôle du roulis par l’intermédiaire d’ailerons d’aile (non représentés) dans le régime subsonique ; et
- une charge alaire compatible avec un train d’atterrissage usuel à trois ensembles de roue(s).

Par ailleurs, l’agencement des surfaces de contrôle en aval des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B apportent une performance subsonique additionnelle durant la phase de vol (propulsée avec les unités de propulsion aéronautique à hélices), avec des sens de rotation appropriés des hélices, comme précisé ci-dessous.

Par ailleurs, l’aéronef 1 comporte une intégration avantageuse du système de propulsion aéronautique. Cette propulsion aérodynamique avantageuse est basée sur des unités de propulsion aéronautique 23A, 23B comportant chacune une hélice 24A, 24B, qui est pliable et qui fait partie d’un turbopropulseur.

L’intégration de l’hélice 24A, 24B pliable (du turbopropulseur à hélice) dans le nez de la nacelle 7A, 7B permet d’avoir une traînée faible durant la montée, une hélice protégée et une consommation de carburant faible durant le vol (propulsé par les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B) de retour au site de lancement.

L’agencement des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B à l’avant des nacelles 7A et 7B présente également les avantages suivants :
- lorsque les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B comportent des hélices 24A et 24B contrarotatives :
• une augmentation significative de portance peut-être générée sur les ailes 4A et 4B ;
• on dispose d’une efficacité augmentée sur les empennages horizontaux 8A et 8B, requérant des déflexions de compensation (ou d’équilibrage) réduites ;
• une telle configuration, en plus d’une contribution positive au rapport de portance sur traînée, génère également un flux symétrique propre autour de l’aéronef, ce qui réduit de plus des besoins en équilibrage latéral sur les empennages verticaux 9A et 9B ; et
- lorsque des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B ne comportent pas d’hélices 24A et 24B contrarotatives, des déflexions de surfaces de contrôle aérodynamique locales et asymétriques peuvent être mises en œuvre pour obtenir un vol équilibré longitudinalement et latéralement.

L’agencement des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B dans les nacelles 7A et 7B, peut comporter un carénage (non représenté) lorsque l’hélice 24A, 24B correspondante est déployée. Ce carénage :
- réduit les pertes aérodynamiques sur le moyeu de l’hélice 24A, 24B ;
- contribue positivement à la poussée aérodynamique de l’hélice 24A, 24B ; et
- engendre un flux d’air propre sur les pales de l’hélice 24A, 24B.

Par ailleurs, la répartition avantageuse de la masse sur l’aéronef 1 réduit le moment de flexion et torsion aux extrémités 5A et 5B lors de la manœuvre de ressource de rentrée, en raison du fait que les nacelles 7A et 7B (porteuses des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B) sont localisées aux extrémités des ailes 4A et 4B.

En outre, la répartition avantageuse de la masse sur l’aéronef 1, en raison du fait que les nacelles 7A et 7B (porteuses des unités de propulsion aéronautique 23A et 23B) sont localisées aux extrémités des ailes 4A et 4B, avec les unités de propulsion aéronautique 23A et 23B à l’avant de la ligne de torsion 27A, 27B des ailes 4A et 4B, génère une réduction de la tendance au flottement aéro-élastique des ailes 4A et 4B.

Claims (15)

1. Aéronef, en particulier module spatial apte à réaliser une rentrée atmosphérique, ledit aéronef (1) comportant un fuselage (3) et deux ailes (4A, 4B) agencées de part et d’autre dudit fuselage (3), lesdites ailes (4A, 4B) étant agencées de sorte que leurs bords d’attaque (15A, 15B) respectifs sont situés à une position dite première position longitudinale (P2) le long d’un axe longitudinal (X-X) dudit fuselage (3), l’aéronef (1) comprenant également deux nacelles (7A, 7B) agencées aux extrémités (6A, 6B) des ailes (4A, 4B), ces nacelles (7A, 7B) portant chacune un empennage horizontal (8A, 8B) et un empennage vertical (9A, 9B),
   caractérisé en ce que ledit fuselage (3) présente une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal (X-X) dudit fuselage (3), en ce que, de l’avant vers l’arrière de l’aéronef (1), le long de l’axe longitudinal (X-X), la taille de la section transversale du fuselage (3) augmente jusqu’à une section transversale maximale (C1) puis diminue, et en ce que la section transversale maximale (C1) se trouve à une position dite seconde position longitudinale (P1) le long dudit axe longitudinal (X-X), cette seconde position longitudinale (P1) étant située à l’avant de ladite première position longitudinale (P2).
2. Aéronef selon la revendication 1,
   caractérisé en ce qu’à l’arrière de ladite seconde position longitudinale (P1) de la section transversale maximale (C1), le fuselage (3) présente une surface externe (S) de forme telle qu’elle présente avec l’axe longitudinal (X-X) un angle (α), qui est inférieur ou égal à 7°.
3. Aéronef selon l’une des revendications 1 et 2,
   caractérisé en ce que chacune desdites nacelles (7A, 7B) présente une section transversale de taille variable le long de l’axe longitudinal (X-X) dudit fuselage (3), en ce que, de l’avant vers l’arrière, le long de l’axe longitudinal (X-X), la taille de la section transversale de chacune desdites nacelles (7A, 7B) augmente jusqu’à une section transversale maximale (CM) puis diminue, et en ce que la section transversale maximale (CM) se trouve à une position (P3) le long dudit axe longitudinal (X-X), qui est située entre le bord de fuite (16A, 16B) de l’aile (4A, 4B) et le bord d’attaque (17A, 17B) de l’empennage horizontal (8A, 8B) de la nacelle (7A, 7B) considérée.
4. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
   caractérisé en ce que les carénages des nacelles (7A, 7B) et des ailes (4A, 4B) sont configurés pour augmenter localement la robustesse à la séparation de flux transsonique.
5. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
   caractérisé en ce que sur chacune desdites nacelles (7A, 7B), l’empennage vertical (9A, 9B) et l’empennage horizontal (8A, 8B) sont agencés sur la nacelle considérée (7A, 7B) de sorte qu’une section transversale maximale de l’empennage vertical (9A, 9B) est située, longitudinalement, à l’arrière d’une section transversale maximale de l’empennage horizontal (8A, 8B).
6. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
   caractérisé en ce que sur chacune desdites nacelles (7A, 7B), l’empennage vertical (9A, 9B) et l’empennage horizontal (8A, 8B) sont agencés de sorte qu’un plan général (JA, JB) de l’empennage vertical (9A, 9B) et un plan général (KA, KB) de l’empennage horizontal (8A, 8B) forment entre eux un angle sensiblement de 90°.
7. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
   caractérisé en ce qu’il comporte au moins certains des systèmes suivants :
   - des systèmes avioniques et un système de pressurisation (20) agencés dans un nez (14) de l’aéronef (1) ;
   - des unités de propulsion aéronautique (23A, 23B) agencées dans les nacelles (7A, 7B), à l’avant desdites nacelles (7A, 7B) ;
   - au moins un moteur-fusée (21) agencé à l’arrière (22) de l’aéronef (1) ; et
   - des réservoirs de carburant (25A, 25B) agencés dans les ailes (4A, 4B) de l’aéronef (1) à proximité du fuselage (3).
8. Aéronef selon la revendication 7,
   caractérisé en ce que les unités de propulsion aéronautique (23A, 23B) sont agencées à l’avant d’une ligne de torsion (27A, 27B) des ailes (4A, 4B) de l’aéronef (1).
9. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
   caractérisé en ce que les positions en envergure des nacelles (7A, 7B) sont configurées pour être compatibles avec un profil (13) d’expansion de gaz d’échappement d’un moteur-fusée (21) de l’aéronef (1).
10. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce que des systèmes principaux (20, 21, 23A, 23B) de l’aéronef (1) sont séparés les uns des autres.
11. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce que le fuselage (3) est axisymétrique.
12. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce que les ailes (4A, 4B) sont positionnées à mi-plan.
13. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce que les nacelles (7A, 7B) sont agencées dans un plan moyen (XY) des ailes (4A, 4B).
14. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes,
    caractérisé en ce que chacun desdits empennages verticaux (9A, 9B) est agencé sur la nacelle (7A, 7B) de sorte qu’un plan général (JA, JB) d’une dérive fixe (10A, 10B) présente un angle (γ) sensiblement de 10°par rapport à un plan vertical (IA, IB) de la nacelle (7A, 7B), en étant incliné vers l’extérieur de l’aéronef (1).
15. Véhicule, en particulier un lanceur spatial, une fusée sonde ou un véhicule expérimental assimilé, comprenant un module récupérable,
    caractérisé en ce que ledit module récupérable est un aéronef (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 14.