WO1995013964A1 - Ensemble propulseur pour aeronef leger et lent - Google Patents
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- WO1995013964A1 WO1995013964A1 PCT/FR1994/001293 FR9401293W WO9513964A1 WO 1995013964 A1 WO1995013964 A1 WO 1995013964A1 FR 9401293 W FR9401293 W FR 9401293W WO 9513964 A1 WO9513964 A1 WO 9513964A1
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
- B64C31/028—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
- B64C31/036—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft having parachute-type wing
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- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/001—Shrouded propellers
Definitions
- the invention relates to a power unit for light and slow aircraft.
- Light and slow aircraft means an aircraft whose unladen mass is less than approximately 500 kg and whose V.N.E. (speed not to be exceeded) is less than around 230 km / h.
- the invention applies very particularly, but not exclusively, to the propulsion of ultralight aircraft such as a paraglider, delta wing, ULM, having an unladen mass of less than 175 kg and a flight range extending between approximately 15 km / h and 150 km / h; As an indication, these characteristics are provided below for the three categories of ultra-light:
- unladen mass generally of the order of 15 to 25 kg, speeds generally between 15 km / h and 50 km / h,
- unladen mass generally of the order of 40 to 70 kg, speed generally between 30 km / h and 90 km / h,
- unladen mass generally between 80 and 175 kg, speeds generally between 40 km / h and 130 km / h.
- the essential critical parameter for aircraft, and especially for light and slow aircraft, is weight: for a given thrust, it is essential to have a powertrain with the least possible weight.
- the powertrain is carried by the pilot during the takeoff phase and a difference of a few kilograms can condition an easy takeoff or, on the contrary, impossible for an average pilot.
- the present invention proposes to provide a powertrain assembly for light and slow aircraft, which leads, for a given value of the thrust, to considerable weight savings compared to known groups and to a significant reduction in noise level.
- An objective of the invention is to allow, for a given thrust, to reduce in a significant proportion the power of the engine necessary, and therefore the weight, the fuel consumption and the noise. generated by the engine.
- Another objective is to reduce the noise level due to the rotation of the propeller.
- the propellant assembly targeted by the invention intended to equip a light and slow aircraft, comprises a support provided with means of attachment to the aircraft or the pilot, an engine linked to the support, at least one ultipale propeller of diameter D driven by a transmission system coupled to the engine, and an annular hull arranged around the propeller; according to the present invention:
- the hull comprises an inner wall profiled to form an upstream convex lip with a radius of curvature substantially between 0.04 D and 0.15 D, a neck constituting the narrowest portion of the hull, of substantially cylindrical shape and length substantially between 0.8 Z and 2 Z (where Z is the height of the cylinder swept by the tip of the propeller blades) and a substantially frustoconical downstream diffuser, with a half-angle at the top less than 12 °, and of length at least equal to 0.1 D,
- the propeller comprises profiled blades to present a twist between blade root and blade tip substantially between 30 ° and 80 °, and a chord substantially between 0.05 D and 0.22 D, - the propeller is arranged so that the tip of the blades turns opposite the bottom of the hull and the clearance between the tip of the blade and the bottom of the hull is less than 10 mm.
- the mass of the assembly could be reduced to 13 kg (20 to 25 kg for existing vehicles) and the sound level at full speed at 64 db (70 db for existing vehicles); it should be noted that a gain of 6 db on the sound level is considerable.
- the hull has a thick profile and has a profiled external wall connecting, on the one hand, to the upstream end of the lip of the internal wall , on the other hand, at the downstream end of the diffuser.
- This external wall is preferably convex at its front part and is connected to the upstream end of the lip of the internal wall according to a common tangential plane perpendicular to the axis of rotation of the propeller.
- the thick hull profile thus formed by the inner wall and the outer wall is preferably made so that its cord is substantially between 0.22 D and D, and its thickness between 0.05 D and 0.15 D.
- the upstream lip of the hull has, in an axial plane, a section substantially in the form of a quarter of a circle with a radius between 0.05 D and 0.12 D,
- the ratio of the diameters of the cylindrical hull neck and the outlet section of its diffuser is substantially between 0.86 and 0.98
- the frustoconical diffuser of the hull has a half-angle at the top between 4 ° and 7 °.
- the engine and its transmission system are fixed to a frame which is linked to the aforementioned support by means of shock absorbers in order to limit the transmission of vibrations to the pilot or the aircraft; according to the invention, the hull is then fixed to the frame (or any member integral with the latter) by arms so as to form with the motor a non-deformable assembly; the relative position of the propeller in the hull is thus defined precisely, and the sweeping of the propeller is carried out without risk of displacement relative to the hull whatever the vibratory regime.
- the arms which support the hull are fixed by one end to the external wall of the hull or its upstream lip and arranged so as to be external to any axial plane (by "axial plane” is meant a plane passing through the 'axis of rotation of the propeller). This prevents the blades of the propeller being, at a moment of rotation, entirely in the wake of an arm, which would reduce the efficiency of the propeller and could lead to the appearance of vibrations at certain speeds. .
- Arm means any connecting device between frame and hull which allows the passage of air).
- each propeller blade which is substantially between 30 ° and 80 ° as already indicated, is one of the essential parameters for adapting the propulsion unit to the range of low flight speeds targeted.
- This twist is preferably chosen between 45 ° and 60 °.
- This twisting is advantageously carried out by adjusting the setting of the blade root to a value between 60 ° and 88 °, and the setting of the blade tip to a value between 12 ° and 32 °.
- the setting angle is usually defined by the angle that the rope forms with respect to the plane perpendicular to the axis of rotation, called the "plane of rotation of the propeller").
- Excellent performance is obtained by giving the cross section of the blades a biconvex profile of the EPLER type.
- the profile is given of each blade a decreasing thickness from the sections close to the blade root towards the sections close to the blade tip.
- the number of propeller blades is chosen according to the application and is advantageously between 3 and 6.
- Each blade is integral with a hub with a diameter between 0.12 D and 0.4 D, the rope of each blade being between 0.08 D and 0.16 D. It is preferable to choose a hub diameter as small as possible taking into account the number of blades and the string thereof (which condition the size of the blades at level of means).
- the engine and its transmission system can be of any known type, in particular a two-stroke engine because of its favorable power / weight ratio.
- the transmission system may or may not include a reduction gear (pinion or belt reduction gear) depending on the characteristics of the engine chosen and the application.
- the engine and its transmission system will be chosen so that the speed of rotation of the propeller is at most equal to 3000 (where V is expressed in revolutions / minute and D in meters). D
- the diameter D of the propeller is chosen in each application as a function of the space required for the propulsion unit.
- this diameter is preferably chosen at a value of between 60 cm and 120 cm.
- FIG. 2 is a section through a plane vertical axial (vertical plane passing through the axis of rotation of the propeller),
- - Figure 3 is a front view (the front support having been deleted in this figure)
- - Figure 4 is a detail section of the hull by an axial vertical plane
- FIG. 5 is a perspective view of a blade of the propeller, and Figures 6 and 7 of the sections by planes P1 and P2 orthogonal to the leading edge of the blade and respectively containing the rope at the foot of the blade Chp and the rope at the end of the blade Chb,
- FIG 8 is a detailed perspective view of the blade tip opposite the hull, and Figure 9 a detail section through a plane P3 defined by the rope at the blade tip Chb and by the leading edge of the blade.
- the machine shown schematically by way of example in FIGS. 1, 2 and 3 is of the paramotor type intended to be carried on the back by a pilot and associated with a paraglider to allow flights at low speed, in particular between 15 km / h and 50 km / h. It includes a frame shown diagrammatically at 1 to which the power train 2 is secured; this frame is carried by a support 3 called to be fixed in the back of the pilot.
- the support 3 has in the example the shape of a bucket and comprises a back plate 3a, a foot 3b allowing the assembly to rest on the ground and lateral projections 3c provided with means 4 for hooking the harness and paragliding; the harness of the conventional type has not been shown.
- the support 3 can be of any type, in particular for hooking under the armpits as shown, but also with sticks called to pass over the shoulders of the pilot ...
- the propellant assembly can be linked to the support 3 by shock absorbers 6 of the "silentbloc" type which limit the transmission of vibrations.
- shock absorbers 6 of the "silentbloc" type which limit the transmission of vibrations.
- four silentblocs arranged at the top of a square connect the frame 1 and the support 3.
- the propellant assembly includes a motor 7 and all of its accessories (muffler, etc.) whose shaft drives, a belt reducer 8 having a reduction ratio of the order of 2 to 4.
- the reduction gear 8 carries a hub 9 on which the propeller blades 10 are fixed.
- the propeller comprises four blades and has a diameter D of between 60 cm and 120 cm; the other dimensional parameters of the propellant assembly are defined with respect to this diameter D.
- the diameter D can be taken equal to 75 cm.
- the diameter d of the hub is in practice between 0.12 D and 0.4 D and can be taken equal to a value of the order of 0.2 D.
- the propellant assembly comprises an annular hull 11 which is held by arms 14 so as to be centered on the axis of rotation XX ′ of the propeller.
- This hull has a thick profile consisting of two walls, in the example of composite material: a so-called internal wall 12 located on the side of the propeller and a so-called external wall 13 located opposite.
- the hull 11 is fixed to the frame 1 by the link arms 14 so that the hull / motor / reducer assembly forms a non-deformable assembly and that the sweeping area of the propeller is invariable in the hull.
- the motor 7 is arranged at the front of the hull as shown in FIG. 2 so as to be entirely located upstream of the inlet section of the hull as illustrated in FIG.
- the arms 14, in the example four in number are arranged so as to be external to any axial plane (plane passing through the axis of rotation): thus a given arm never being entirely contained in an axial plane, it is avoided that , at each rotation, each propeller blade is completely masked by each arm in a given angular position: the masking is carried out at different angular positions for each chord of the propeller, which promotes the efficiency of the latter and the regularity of the air flow and ensures a reduction of the noise emitted by the propeller.
- Each arm 14 may be constituted by a tubular element secured, at one end, to the frame 1 and, by the other end, to the external wall 13 of the hull.
- the hull 11 is partially shown in detail section in FIG. 4.
- upstream lip 12a having a section in the form of a quarter of a circle of radius Rc between 0.05 D and 0.12 D, in particular of the order of 0.9 D.
- This upstream lip extends by a neck 12b of cylindrical shape whose length is in the example equal to the height Z of the cylinder swept by the tip of the blades of the propeller.
- This neck is extended by a downstream diffuser 12c of frustoconical shape having a half-angle at the top ⁇ of between 4 ° and 7 °.
- the length of this diffuser is greater than 0.1 D and is in particular of the order of 0.27 D.
- the ratio of the diameter of the cylindrical neck 12b to that of the outlet section of the diffuser is between 0.86 and 0.98, in particular of the order of 0.92 or 0.93.
- the outer wall 13 of the hull is profiled to be connected by a convex part 13a to the upstream end of the lip 12a according to a common tangential plane T perpendicular to the axis of rotation XX '.
- This outer wall 13 is extended by a portion 13b of substantially rectilinear section which is connected to the downstream end of the diffuser 12c.
- the thick hull profile formed by the internal wall 12 and the external wall 13 is in the example produced so as to present a cord Ce comprised between 0.22 D and D, in particular of the order of 0.4 D and a thickness Ec substantially between 0.05 D and 0.15 D, in particular of the order of 0.10 D.
- the outer wall of the hull is provided at its base with a support 5 which cooperates with the foot 3b of the support to allow the machine to rest stably on the ground.
- the configuration of the propeller 10 and its arrangement relative to the hull 11 are illustrated in FIGS. 5, 6, 7, 8 and 9.
- Each blade is shaped to present a twist between 45 ° and 60 °, for example equal to 55 °: the blade root has a setting between 60 ° and 88 °, for example equal to 77 ° (angle y- ⁇ formed by the chp chord of the blade root and the plane perpendicular to the axis of rotation XX ': Figure 6), while the blade tip has a setting between 12 ° and 32 °, for example equal to 22 ° (angle ⁇ 2 shown in Figure 7).
- each propeller blade is profiled to have a cross section with a biconvex profile of the EPLER type, with a Ch chord between 0.08 and 0.16 D.
- the blades are arranged in the hull so that the tip of the blade comes to move opposite the neck 12b with a clearance -j- less than 10 mm; in practice, taking into account the usual manufacturing precision, this play can be equal to 2 mm without additional manufacturing cost. It is interesting that this play -j- is identical all along the chb of the blade tip.
- the blade tip is shaped, as illustrated in FIG. 9, so as to have a circular convex shape, matching the neck section 12b of the hull by the plane P3 passing through the leading edge of the blade. and the Chb chord from the blade tip.
- the parameters of a paramotor propulsion system for a diameter D equal to 75 cm are provided below: - engine power: 9 CV
- the thrust obtained was 38 decaNewtons, the noise level at full speed of 62 dB.
- the powerplant (including the front support 3 without the harness) weighed approximately 13 kg.
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Abstract
L'invention concerne un ensemble propulseur pour aéronef léger etlent, en particulier du type aéronef ultraléger. Cet ensemble comprend une hélice multipale (10) entourée par une carène annulaire (11). La carène forme une lèvre convexe amont (12a), un col sensiblement cylindrique (12b) situé en regard de la zone de balayage du bout de pales de l'hélice, et un diffuseur aval (12c) sensiblement tronconique, de demi-angle au sommet inférieur à 12°. Les pales de l'hélice (10) présentent entre pied de pale et bout de pale un vrillage compris entre 30° et 80°, en particulier de 45° à 60°. Le jeu prévu entre bout de pale et col de carène est inférieur à 10 mm. L'ensemble propulseur conforme à l'invention conduit, dans le domaine du vol lent, à des gains de poids considérables par rapport aux groupes motopropulseurs connus développant des poussées comparables et à une réduction notable du niveau sonore.
Description
ENSEMBLE PROPULSEUR POUR AERONEF LEGER ET LENT
L'invention concerne un ensemble propulseur pour aéronef léger et lent. Par "aéronef léger et lent", on entend un aéronef dont la masse à vide est inférieure à environ 500 kg et dont la V.N.E. (vitesse à ne pas dépasser) est inférieure à environ 230 km/h. L'invention s'applique tout particulièrement, mais non exclusivement, à la propulsion des aéronefs ultralégers tels que parapente, aile delta, ULM, ayant une masse à vide inférieure à 175 kg et un domaine de vol s 'étendant entre environ 15 km/h et 150 km/h ; à titre indicatif, ces caractéristiques sont fournies ci-après pour les trois catégories d'ultralégers :
- paramoteurs : masse à vide généralement de l'ordre de 15 à 25 kg, vitesses généralement comprises entre 15 km/h et 50 km/h,
- ailes deltas équipées d'une motorisation auxiliaire : masse à vide généralement de l'ordre de 40 à 70 kg, vitesse généralement comprise entre 30 km/h et 90 km/h,
- ULM : masse à vide généralement comprise entre 80 et 175 kg, vitesses généralement comprises entre 40 km/h et 130 km/h.
Le paramètre critique essentiel pour les aéronefs, et spécialement pour les aéronefs légers et lents, est le poids : pour une poussée donnée, il est primordial de disposer d'un groupe motopropulseur de poids aussi réduit que possible. Dans le cas par exemple d'un paramoteur, le groupe motopropulseur est porté par le pilote pendant la phase de décollage et une différence de quelques kilogrammes peut conditionner un décollage facile ou au contraire impossible pour un pilote moyen.
Actuellement un groupe motopropulseur de bon rendement pèse environ 20 kg si l'on souhaite disposer d'une poussée de 40 decaNewtons (poussée nécessaire pour le décollage d'un pilote de 70 kg équipé d'un parapente de finesse de l'ordre de 5 ) : ce poids auquel s'ajoute le carburant demeure élevé et rend la pratique de ce sport uniquement
accessible à des pilotes en très bonne condition physique.
Un autre paramètre important pour un aéronef léger et lent est le bruit propagé à plein régime ; en effet, ce type d'appareils navigue souvent à proximité du sol, et le niveau sonore relativement élevé des engins actuellement utilisés constitue une nuisance pour l'environnement et une gêne pour le pilote qui limitent l'extension de cette activité ; à titre d'exemple, le niveau sonore d'un paramoteur équipé d'un groupe classique tournant à plein régime est actuellement de l'ordre de 70 décibels.
On a proposé d'appliquer à ce type d'aéronefs ultralégers des groupes propulseurs possédant des hélices carénées qui sont connus dans des domaines différents tels que celui de la stabilisation des hélicoptères ou des véhicules à coussin d'air (brevets FR 2.626.841, FR 2.628.062). Ainsi, les brevets DE 3.914.469 et FR 2.679.867 décrivent des paramoteurs équipés de groupes otopropulseurs équipés d'une hélice qui tourne à l'intérieur d'une carène annulaire délimitant la veine d'air mise en mouvement. Toutefois, les dispositifs décrits dans ces documents n'ont à la connaissance de l'inventeur fait l'objet d'aucune application pratique en raison de leurs performances très décevantes, inférieures à celles des groupes à hélice libre actuellement utilisés : en effet, les hélices carénées connues sont adaptées à certaines applications spécifiques mais sont totalement inadaptées aux conditions de vol lent qui caractérisent les aéronefs légers visés par l'invention. La présente invention se propose de fournir un ensemble motopropulseur pour aéronef léger et lent, qui conduise, pour une valeur donnée de la poussée, à des gains de poids considérables par rapport aux groupes connus et à une réduction notable de niveau sonore. Un objectif de l'invention est de permettre, pour une poussée donnée, de réduire dans une proportion importante la puissance du moteur nécessaire, et donc le poids, la consommation en carburant et le bruit
engendré par le moteur.
Un autre objectif est de réduire le niveau sonore dû à la rotation de l'hélice.
L'ensemble propulseur visé par l'invention, destiné à équiper un aéronef léger et lent, comprend un support doté de moyens de fixation sur l'aéronef ou le pilote, un moteur lié au support, au moins une hélice ultipale de diamètre D entraînée par un système de transmission accouplé au moteur, et une carène annulaire agencée autour de l'hélice ; selon la présente invention :
- la carène comprend une paroi interne profilée pour former une lèvre convexe amont de rayon de courbure sensiblement compris entre 0,04 D et 0,15 D, un col constituant la portion la plus étroite de la carène, de forme sensiblement cylindrique et de longueur sensiblement comprise entre 0,8 Z et 2 Z (où Z est la hauteur du cylindre balayé par le bout des pales de l'hélice) et un diffuseur aval sensiblement tronconique, de demi-angle au sommet inférieur à 12°, et de longueur au moins égale à 0,1 D,
- l'hélice comprend des pales profilées pour présenter un vrillage entre pied de pale et bout de pale sensiblement compris entre 30° et 80°, et une corde sensiblement comprise entre 0,05 D et 0,22 D, - l'hélice est agencée de sorte que le bout des pales tourne en regard du col de carène et que le jeu entre bout de pale et col de carène soit inférieur à 10 mm.
Les essais ont démontré que la combinaison des caractéristiques ci-dessus définies assurait à l'hélice carénée un excellent rendement dans le domaine du vol lent, et permettait d'abaisser considérablement la puissance du moteur nécessaire pour une valeur souhaitée de la poussée. C'est ainsi qu'il a été possible d'obtenir une poussée de 40 decaNewtons au moyen d'un ensemble propulseur doté d'un moteur deux temps de 9 CV, ce qui constitue une performance remarquable et inattendue ; à titre de comparaison, une poussée comparable au moyen d'une hélice
libre nécessite un moteur d'au moins 15 CV. Cette réduction de puissance dans un rapport de 1,75 environ conduit à une réduction considérable du poids de l'ensemble propulseur, du niveau sonore en régime et de la consommation du moteur. En outre, l'hélice carénée selon les caractéristiques précitées conditionne une réduction notable du bruit engendré par sa rotation (comparé à une hélice libre).
Par exemple, dans le cas d'un ensemble propulseur destiné à la réalisation d'un paramoteur de 40 dN de poussée, la masse de l'ensemble a pu être ramenée à 13 kg (20 à 25 kg pour les engins existants) et le niveau sonore à plein régime à 64 db (70 db pour les engins existants) ; il convient de souligner qu'un gain de 6 db sur le niveau sonore est considérable. Selon une caractéristique particulièrement avantageuse, permettant d'optimiser les performances de l'ensemble propulseur, la carène présente un profil épais et comporte une paroi externe profilée se raccordant, d'une part, à l'extrémité amont de la lèvre de la paroi interne, d'autre part, à l'extrémité aval du diffuseur. Cette paroi externe est de préférence convexe à sa partie avant et se raccorde à l'extrémité amont de la lèvre de la paroi interne selon un plan tangentiel commun perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice. Le profil épais de carène ainsi constitué par la paroi interne et la paroi externe est de préférence réalisé de sorte que sa corde soit sensiblement comprise entre 0,22 D et D, et son épaisseur entre 0,05 D et 0,15 D.
En outre, selon d'autres caractéristiques avantageuses de l'invention :
- la lèvre amont de la carène présente, dans un plan axial, une section sensiblement en forme de quart de cercle de rayon compris entre 0,05 D et 0,12 D,
- le rapport des diamètres du col cylindrique de carène et de la section de sortie de son diffuseur est sensiblement compris entre 0,86 et 0,98,
- le diffuseur tronconique de la carène présente un demi-angle au sommet compris entre 4° et 7°.
Selon un mode de réalisation préférentiel, le moteur et son système de transmission sont fixés sur un bâti qui est lié au support précité par l'entremise d'amortisseurs en vue de limiter la transmission des vibrations vers le pilote ou l'aéronef ; selon l'invention, la carène est alors fixée sur le bâti (ou tout organe solidaire de celui-ci) par des bras de façon à former avec le moteur un ensemble indéformable ; la position relative de l'hélice dans la carène est ainsi définie de façon précise, et le balayage de l'hélice s'effectue sans risque de déplacement par rapport à la carène quel que soit le régime vibratoire. De préférence, les bras qui supportent la carène sont assujettis par une extrémité sur la paroi externe de carène ou sa lèvre amont et agencés de façon à être extérieurs à un plan axial quelconque (par "plan axial", on entend un plan passant par l'axe de rotation de l'hélice). On évite ainsi que les pales de l'hélice se trouvent, à un moment de la rotation, entièrement dans le sillage d'un bras, ce qui réduirait le rendement de l'hélice et pourrait conduire à l'apparition de vibrations à certains régimes. (Par "bras", on entend tout dispositif de liaison entre bâti et carène qui permet le passage de l'air).
Le vrillage de chaque pale d'hélice qui est sensiblement compris entre 30° et 80° comme déjà indiqué, est un des paramètres essentiels d'adaptation de l'ensemble propulseur au domaine des basses vitesses de vol visé. Ce vrillage est de préférence choisi entre 45° et 60°. Ce vrillage est avantageusement réalisé en ajustant le calage du pied de pale à une valeur comprise entre 60° et 88°, et le calage du bout de pale à une valeur comprise entre 12° et 32°. (L'angle de calage est défini de façon habituelle par l'angle que forme la corde par rapport au plan perpendiculaire à l'axe de rotation, dit "plan de rotation de l'hélice") .
D'excellentes performances sont obtenues en donnant à la section transversale des pales un profil biconvexe du type EPLER. On donne de préférence, au profil
de chaque pale une épaisseur décroissante depuis les sections proches du pied de pale vers les sections proches du bout de pale.
Le nombre de pales de l'hélice est choisi en fonction de l'application et est avantageusement compris entre 3 et 6. Chaque pale est solidaire d'un moyeu de diamètre compris entre 0,12 D et 0,4 D, la corde de chaque pale étant comprise entre 0,08 D et 0,16 D. On choisit de préférence un diamètre de moyeu aussi faible que possible compte tenu du nombre de pales et de la corde de celles-ci (qui conditionnent l'encombrement des pales au niveau du moyen) .
Par ailleurs, le moteur et son système de transmission peuvent être de tout type connu, en particulier un moteur à deux temps en raison de son rapport favorable puissance/poids. Le système de transmission peut ou non comporter un réducteur (réducteur à pignons ou à courroie) selon les caractéristiques du moteur choisi et l'application. En pratique, on choisira le moteur et son système de transmission de façon que la vitesse de rotation de l'hélice soit au plus égale à 3 000 (où V est exprimé en tours/minute et D en mètres). D
Le diamètre D de l'hélice est choisi dans chaque application en fonction de l'encombrement admissible pour l'ensemble propulseur. Par exemple dans le cas d'un ensemble destiné à la propulsion d'un aéronef ultraléger tel que parapente, aile delta ou ULM, ce diamètre est de préférence choisi à une valeur comprise entre 60 cm et 120 cm. La description qui suit en référence aux dessins annexés présente, à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation d'un ensemble de propulsion conforme à l'invention pour para oteur ; sur ces dessins qui font partie intégrante de la présente description : - la figure 1 est une vue générale en perspective d'un paramoteur équipé de cet ensemble de propulsion,
- la figure 2 en est une coupe par un plan
vertical axial (plan vertical passant par l'axe de rotation de 1 ' hélice) ,
- la figure 3 en est une vue frontale (le support avant ayant été supprimé à cette figure), - la figure 4 est une coupe de détail de la carène par un plan vertical axial,
- la figure 5 est une vue en perspective d'une pale de l'hélice, et les figures 6 et 7 des coupes par des plans P1 et P2 orthogonaux au bord d'attaque de la pale et contenant respectivement la corde au pied de pale Chp et la corde en bout de pale Chb,
- la figure 8 est une vue de détail en perspective du bout de pale en regard de la carène, et la figure 9 une coupe de détail par un plan P3 défini par la corde en bout de pale Chb et par le bord d'attaque de la pale.
L'engin schématisé à titre d'exemple aux figures 1 , 2 et 3 est du type paramoteur destiné à être porté sur le dos par un pilote et associé à un parapente pour permettre des vols à faible vitesse, en particulier comprise entre 15 km/h et 50 km/h. Il comprend un bâti schématisé en 1 auquel est solidarisé l'ensemble motopropulseur 2 ; ce bâti est porté par un support 3 appelé à se fixer dans le dos du pilote. Le support 3 présente en l'exemple la forme d'un baquet et comprend une plaque de dos 3a, un pied 3b permettant à l'ensemble de reposer sur le sol et des avancées latérales 3c dotées de moyens 4 d'accrochage de la sellette et du parapente ; la sellette de type classique n'a pas été représentée. Le support 3 peut être de tout type, en particulier à accrochage sous les aisselles comme représenté, mais également à crosses appelées à passer au-dessus des épaules du pilote ...
L'ensemble propulseur peut être lié au support 3 par des amortisseurs 6 du type "silentbloc" qui limitent la transmission des vibrations. En l'exemple quatre silentblocs disposés au sommet d'un carré relient le bâti 1 et le support 3.
L'ensemble propulseur comprend un moteur 7 et tous ses accessoires (pot d'échappement... ) dont l'arbre entraîne,, un réducteur à courroie 8 ayant un rapport de réduction de l'ordre de 2 à 4. En sortie, le réducteur 8 porte un moyeu 9 sur lequel sont fixées les pales d'hélice 10.
En l'exemple, l'hélice comprend quatre pales et présente un diamètre D compris entre 60 cm et 120 cm ; les autres paramètres dimensionnels de l'ensemble propulseur sont définis par rapport à ce diamètre D. Par exemple, dans le cas d'un pilote de taille et de poids moyens (1,75 m et 70 kg), le diamètre D peut être pris égal à 75 cm.
Le diamètre d du moyeu est en pratique compris entre 0,12 D et 0,4 D et peut être pris égal à une valeur de l'ordre de 0,2 D.
Par ailleurs, l'ensemble propulseur comporte une carène annulaire 11 qui est maintenue par des bras 14 de façon à être centrée sur l'axe de rotation XX' de l'hélice.
Cette carène présente un profil épais constitué par deux parois, en l'exemple en matériau composite : une paroi dite interne 12 située du côté de l'hélice et une paroi dite externe 13 située à l'opposé. La carène 11 est fixée sur le bâti- 1 par les bras de liaison 14 de façon que l'ensemble carène/moteur/réducteur forme un ensemble indéformable et que la zone de balayage de l'hélice soit invariable dans la carène. De plus, le moteur 7 est agencé à l'avant de la carène comme le montre la figure 2 de façon à être entièrement situé en amont de la section d'entrée de la carène comme l'illustre la figure 3, les bras 14, en l'exemple au nombre de quatre, sont agencés de façon à être extérieurs à un plan axial quelconque (plan passant par l'axe de rotation) : ainsi un bras donné n'étant jamais entièrement contenu dans un plan axial, on évite que, à chaque rotation, chaque pale d'hélice soit entièrement masqué par chaque bras dans une position angulaire donnée :
le masquage s'effectue à des positions angulaires différentes pour chaque corde de l'hélice, ce qui favorise le rendement de cette dernière et la régularité de l'écoulement de l'air et assure une réduction du bruit émis par l'hélice.
Chaque bras 14 peut être constitué par un élément tubulaire assujetti, par une extrémité, sur le bâti 1 et, par l'autre extrémité, sur la paroi externe 13 de la carène. La carène 11 est partiellement représentée en coupe de détail à la figure 4.
Sa paroi interne 12 forme une lèvre amont 12a ayant une section en forme de quart de cercle de rayon Rc compris entre 0,05 D et 0,12 D, en particulier de l'ordre de 0,9 D. Cette lèvre amont se prolonge par un col 12b de forme cylindrique dont la longueur est en l'exemple égale à la hauteur Z du cylindre balayé par le bout des pales de l'hélice. Ce col se prolonge par un diffuseur aval 12c de forme tronconique ayant un demi-angle au sommet α compris entre 4° et 7°. La longueur de ce diffuseur est supérieure à 0,1 D et est en particulier de l'ordre de 0,27 D. Le rapport du diamètre du col cylindrique 12b à celui de la section de sortie du diffuseur est compris entre 0,86 et 0,98, en particulier de l'ordre de 0,92 ou 0,93.
La paroi externe 13 de la carène est profilée pour se raccorder par une partie convexe 13a à l'extrémité amont de la lèvre 12a selon un plan tangentiel commun T perpendiculaire à l'axe de rotation XX' . Cette paroi externe 13 se prolonge par une portion 13b de section sensiblement rectiligne qui se raccorde à l'extrémité aval du diffuseur 12c.
Le profil épais de carène constitué par la paroi interne 12 et la paroi externe 13 est en l'exemple réalisé de façon à présenter une corde Ce comprise entre 0,22 D et D, en particulier de l'ordre de 0,4 D et une épaisseur Ec sensiblement comprise entre 0,05 D et 0,15 D, en particulier de l'ordre de 0,10 D.
En outre, la paroi externe de carène est dotée à sa base d'un appui 5 qui coopère avec le pied 3b du support pour permettre à l'engin de reposer stablement sur le sol . La conformation de l'hélice 10 et son agencement par rapport à la carène 11 sont illustrés aux figures 5, 6, 7, 8 et 9.
Chaque pale est profilée pour présenter un vrillage compris entre 45° et 60°, par exemple égal à 55° : le pied de pale présente un calage compris entre 60° et 88°, par exemple égal à 77° (angle y-\ formé par la corde Chp du pied de pale et le plan perpendiculaire à l'axe de rotation XX' : figure 6), cependant que le bout de pale présente un calage compris entre 12° et 32°, par exemple égal à 22° (angle ^2 représenté à la figure 7).
En l'exemple, chaque pale d'hélice est profilée pour présenter une section transversale à profil biconvexe du type EPLER, de corde Ch comprise entre 0,08 et 0,16 D. En outre, comme l'illustrent les coupes 6 et 7, les profils EPLER ont des épaisseurs décroissantes depuis les sections proches du pied vers les sections proches du bout de pale (Ehp > Ehb) ; par contre la corde des différentes sections ne varie pas sensiblement (Chp = Chb = Ch).
Comme l'illustrent les figures 8 et 9, les pales sont agencées dans la carène de façon que le bout de pale vienne se déplacer en regard du col 12b avec un jeu -j- inférieur à 10 mm ; en pratique, compte tenu de la précision usuelle de fabrication, ce jeu peut être égal à 2 mm sans surcoût de fabrication. II est intéressant que ce jeu -j- soit identique tout le long de la corde Chb du bout de pale. A cet effet, le bout de pale est conformé, comme l'illustre la figure 9, de façon à présenter une forme convexe circulaire, épousant la section de col 12b de carène par le plan P3 passant par le bord d'attaque de la pale et la corde Chb du bout de pale.
Les diverses caractéristiques précédemment décrites permettent d'obtenir pour chaque diamètre D de
l'hélice un ensemble propulseur adapté au vol lent et bénéficiant pour ce type de vol d'une poussée considérablement accrue (à puissance de moteur égale) par rapport aux dispositifs connus. Il est ainsi possible pour une application donnée de choisir le diamètre D le plus approprié et, en fonction de la poussée souhaitée dans l'application, de choisir un moteur de puissance adaptée, plus faible que celle nécessaire dans les dispositifs connus. Il convient toutefois d'éviter des vitesses excessives de rotation de l'hélice sous peine d'une baisse de rendement et d'une augmentation du bruit émis et, en pratique, le taux de réduction du réducteur est choisi en fonction de la vitesse maximale de rotation du moteur à plein régime de sorte que l'hélice ait une vitesse de rotation V inférieure à 3 000 (V : tours/minute, D : mètres) .
A titre d'exemple sont fournis ci-après les paramètres d'un ensemble de propulsion de paramoteur pour un diamètre D égal à 75 cm : - puissance du moteur : 9 CV
- vitesse maximale de rotation du moteur en charge à plein régime : 8 500 t/mn
- taux de réduction : 3,4
- vitesse maximale de rotation de l'hélice V : 2 500 t/mn
- vrillage des pales : 55°
- corde Ch des pales : 10 cm
- épaisseur moyenne des pales : 1 , 4 cm
- diamètre d du moyeu : 15 cm - corde Ce de carène : 27 cm
- épaisseur Ec de carène : 7,5 cm
- rayon Rc de la lèvre amont de carène : 6,5 cm
- longueur du col de carène : 3 cm - demi-angle au somme α : 7°
- rapport des diamètres col/section de sortie : 0,92
- jeu j entre pales et carène 2 mm
La poussée obtenue a été de 38 decaNewtons, le niveau de bruit à plein régime de 62 dB. L'ensemble moto-propulseur (y compris le support avant 3 sans la sellette) pesait environ 13 kg.
Claims
REVENDICATIONS 1 / - Ensemble propulseur pour aéronef léger et lent, comprenant un support (3) doté de moyens de fixation sur l'aéronef ou le pilote, un moteur (7) lié au support, au moins une hélice multipale (10) de diamètre D entraînée par un système de transmission accouplé au moteur, et une carène annulaire (11) agencée autour de l'hélice, caractérisé en ce que :
- la carène (11) comprend une paroi interne (12) profilée pour former une lèvre convexe amont (12a) de rayon de courbure Rc sensiblement compris entre 0,04 D et 0,15 D, un col (12b) constituant la portion la plus étroite de la carène, de forme sensiblement cylindrique et de longueur sensiblement comprise entre 0,8 Z et 2 Z (où Z est la hauteur du cylindre balayé par le bout des pales de l'hélice) et un diffuseur aval (12c) sensiblement tronconique, de demi-angle au sommet inférieur à 12°, et de longueur au moins égale à 0,1 D,
- l'hélice (10) comprend des pales profilées pour présenter un vrillage entre pied de pale et bout de pale sensiblement compris entre 30° et 80°, et une corde (Ch) sensiblement comprise entre 0,05 D et 0,22 D,
- l'hélice est agencée de sorte que le bout des pales tourne en regard du col de carène (12b) et que le jeu -j- entre bout de pale et col de carène soit inférieur à 10 mm.
2/ - Ensemble propulseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que la carène (11 ) présente un profil épais et comporte une paroi externe (13) se raccordant, d'une part, à l'extrémité amont de la lèvre
(12a) de la paroi interne, d'autre part, à l'extrémité aval du diffuseur (12c).
3/ - Ensemble propulseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que la paroi externe (13) de la carène est convexe à sa partie amont et se raccorde à l'extrémité amont de la lèvre (12a) de la paroi interne selon un plan tangentiel commun (T) perpendiculaire à l'axe de rotation (XX1 ) de l'hélice.
4/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que le profil épais de carène constitué par la paroi interne (12) et la paroi externe (13) présente une corde (Ce) sensiblement comprise entre 0,22 D et D.
5/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 2, 3 ou 4, caractérisé en ce que le profil de carène présente une épaisseur (Ec) sensiblement comprise entre 0,05 D et 0,15 D. 6/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1, 2, 3, 4 ou 5, caractérisé en ce que la lèvre amont (12a) de la carène présente, dans un plan axial, une section sensiblement en forme de quart de cercle de rayon Rc compris entre 0,05 D et 0,12 D. 7/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le rapport des diamètres du col (12b) de carène et de la section de sortie de son diffuseur (12c) est sensiblement compris entre 0,86 et 0,98. 8/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le diffuseur tronconique (12c) de la carène présente un demi-angle au sommet α compris entre 4° et 7°.
9/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 8 dans lequel le moteur (7) et son système de transmission sont fixés sur un bâti (1) lié au support (3), caractérisé en ce que la carène (11 ) est fixée sur le bâti (1 ) par des bras (14) de façon à former avec le moteur un ensemble indéformable, le moteur étant agencé à l'avant de la carène, en amont de la section d'entrée de cette dernière.
10/ - Ensemble propulseur selon la revendication 9, caractérisé en ce que la carène est fixée sur le bâti (1 ) par des bras (14) assujettis par une extrémité sur la paroi externe (13) de carène ou sa lèvre amont (12a) et agencés de façon à être extérieurs à un plan axial quelconque passant par l'axe de rotation (XX1 ) de 1 ' hélice.
11/ - Ensemble propulseur selon 1 ' une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que chaque pale de l'hélice (10) est profilée de sorte que le pied de pale présente un calage ( y-\ ) par rapport au plan perpendiculaire à l'axe compris entre 60° et 88° et que le bout de pale présente un calage ( 2) compris entre 12° et 32°.
12/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 11 , caractérisé en ce que chaque pale de l'hélice est profilée pour présenter un vrillage compris entre 45° et 60°.
13/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 12 dans lequel chaque pale d'hélice (10) présente une section transversale à profil biconvexe du type EPLER. 14/ - Ensemble propulseur selon la revendication 13, caractérisé en ce que chaque pale d'hélice (10) présente un profil EPLER d'épaisseur décroissante depuis les sections proches du pied de pale vers les sections proches du bout de pale. 15/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 13 ou 14, caractérisé en ce que l'hélice (10) comporte entre 3 et 6 pales, présentant une corde (Ch) comprise entre 0,08 D et 0,16 D.
16/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 13, 14 ou 15, dans lequel chaque pale est solidaire d'un moyeu (9) de diamètre d compris entre 0,12 D et 0,4 D.
17/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 16, caractérisé en ce que chaque bout de pale est conformé de façon à présenter une forme convexe circulaire, épousant la section du col (12b) de carène par le plan (P3) passant par le bord d'attaque de la pale et la corde (Chb) du bout de pale.
18/ - Ensemble propulseur selon l'une des revendications 1 à 17, dans lequel le moteur (7) et son système de transmission sont adaptés pour assurer à plein régime une vitesse V de rotation d'hélice au plus égale à
-*-* β° (où V est exprimé en tours/minute et D en mètres). D
19/ - Ensemble propulseur conforme à l'une des revendications 1 à 18 destiné à la propulsion d'un aéronef ultraléger tel que parapente, aile delta ou ULM, dans lequel le diamètre D de l'hélice est compris entre
60 cm et 120 cm.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| AU81476/94A AU8147694A (en) | 1993-11-17 | 1994-11-07 | Propulsion unit for slow light aircraft |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9313815A FR2712562B1 (fr) | 1993-11-17 | 1993-11-17 | Ensemble propulseur pour aéronef léger et lent. |
| FR93/13815 | 1993-11-17 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO1995013964A1 true WO1995013964A1 (fr) | 1995-05-26 |
Family
ID=9453012
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/FR1994/001293 WO1995013964A1 (fr) | 1993-11-17 | 1994-11-07 | Ensemble propulseur pour aeronef leger et lent |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| AU (1) | AU8147694A (fr) |
| FR (1) | FR2712562B1 (fr) |
| WO (1) | WO1995013964A1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3875369A4 (fr) * | 2018-12-13 | 2021-12-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Machine à fluide à moteur intégré et aéronef de décollage et d'atterrissage vertical |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR856054A (fr) * | 1939-02-14 | 1940-05-27 | Dispositif de propulsion | |
| EP0233501A2 (fr) * | 1986-02-18 | 1987-08-26 | Rhein-Flugzeugbau GmbH | Hélices, hélices carénées et/ou soufflantes pour diminuer le bruit et les charges cycliques sur les pales |
| DE3914469A1 (de) * | 1989-05-02 | 1990-11-08 | Stefan Wode | Propellerschutzring fuer den motorisierten gleitschirmflug |
| FR2679867A1 (fr) * | 1991-08-01 | 1993-02-05 | Blottin Georges | Dispositif de propulsion destine a faire voler un pilote equipe d'un parapente. |
-
1993
- 1993-11-17 FR FR9313815A patent/FR2712562B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1994
- 1994-11-07 WO PCT/FR1994/001293 patent/WO1995013964A1/fr active Application Filing
- 1994-11-07 AU AU81476/94A patent/AU8147694A/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2712562A1 (fr) | 1995-05-24 |
| FR2712562B1 (fr) | 1996-01-12 |
| AU8147694A (en) | 1995-06-06 |
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