WO2006021671A2 - Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge - Google Patents

Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge Download PDF

Info

Publication number
WO2006021671A2
WO2006021671A2 PCT/FR2005/002050 FR2005002050W WO2006021671A2 WO 2006021671 A2 WO2006021671 A2 WO 2006021671A2 FR 2005002050 W FR2005002050 W FR 2005002050W WO 2006021671 A2 WO2006021671 A2 WO 2006021671A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
lines
traction
pair
load transfer
Prior art date
Application number
PCT/FR2005/002050
Other languages
English (en)
Other versions
WO2006021671A3 (fr
Inventor
Arnaud Ballu
Original Assignee
Arnaud Ballu
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=35429127&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=WO2006021671(A2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from FR0408730A external-priority patent/FR2873982A1/fr
Application filed by Arnaud Ballu filed Critical Arnaud Ballu
Priority to DE602005005350.6T priority Critical patent/DE602005005350T3/de
Priority to EP05796005.6A priority patent/EP1802522B2/fr
Publication of WO2006021671A2 publication Critical patent/WO2006021671A2/fr
Publication of WO2006021671A3 publication Critical patent/WO2006021671A3/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
    • B63H8/00—Sail or rigging arrangements specially adapted for water sports boards, e.g. for windsurfing or kitesurfing
    • B63H8/10—Kite-sails; Kite-wings; Control thereof; Safety means therefor
    • B63H8/12—Kites with inflatable closed compartments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
    • B63H8/00—Sail or rigging arrangements specially adapted for water sports boards, e.g. for windsurfing or kitesurfing
    • B63H8/10—Kite-sails; Kite-wings; Control thereof; Safety means therefor
    • B63H8/16—Control arrangements, e.g. control bars or control lines

Definitions

  • the present invention relates to an inflatable wing system variable lobe, and curved self-reach, particularly used for the practice of gliding airways.
  • the pilot uses the force of the wind to be towed on different types of support, because it is connected to its wing by means of one or generally two pairs of lines about twenty meters in length.
  • the term "self-supported curved shape” means a particular type of wing that can be precisely connected and controlled only by its ends.
  • the wing thus has a shape in regular circular arcs whose ends are tangent to each other and to the lines with which they collaborate. Therefore, the aerodynamic load is distributed harmoniously over the entire arch thus formed, without the need to maintain the latter in many places by complex clamping, as is done for other types of wings of flatter shape such as for example paragliders cradles or so-called flat or semi-flat bow flanges in the form of an arc.
  • the multiplicity of clamping necessary to maintain the shape of these types of wings causes ruptures of curves and unsightly pockets on the wing, also detrimental aerodynamically.
  • Current self-wearing curved sails generally have a first pair of lines, called traction lines, connected to the front ends of the wing. Furthermore, they have a second pair of lines, called steering, connected to the rear ends of the wing.
  • the pilot is generally connected to the pull lines by means of a harness, and can manipulate the flight lines by means of a bar which he holds in his hands.
  • a left control line is connected to the left end of the bar, and a right control line is connected to the right end of this bar.
  • the lines of traction pass in the center of the bar which is arranged floating on these last ones.
  • the pilot can not only act in warping to maneuver his wing to the right or to the left by further tilting the concerned side of the bar, but also vary the incidence of the wing facing the wind by manipulating the bar from top to bottom. This variation of incidence is very advantageous because it makes it possible to reduce the traction power of the wing if necessary.
  • the flat shape of this type of wing is generally rounded on its front, called leading edge, and on its rear called trailing edge.
  • a main advantage of this type of self-bearing curved geometry, associated with an inflatable structure, is therefore to be able to maintain its original shape independently of the aerodynamic stresses exerted on it.
  • a major drawback is to limit, in proportion to the height of the arch, that is to say the lobe of the wing, the possible reduction of the windward grip of the wing.
  • Any aerodynamic profile has an equilibrium center where, when held at this point, it can easily maintain an angle, called angle of incidence, optimal in the wind that faces it, ie allowing the said profile to generate the most efficient aerodynamic resultant. Any significant displacement of this point towards the front will reduce this angle of incidence, and therefore its force of levitation (biting torque). Conversely, any movement of this point towards the rear will increase this angle of incidence (trailing torque) and therefore its lift force up to a certain limit. When these two high and low limits are reached, the air streams no longer flow harmoniously along the profile which no longer generates lift ie lift.
  • the average of the centers of equilibrium of the different profiles of a wing, arranged flat, at different points of its span defines the center of average equilibrium of the whole, generally located towards the third front of its median cord.
  • This center of equilibrium thus determines the general optimum angle of incidence of the wing in flight if it is held by two points located at its ends and arranged on said axis. If we therefore see this center of balance of the wing, arranged flat on the ground, by an axis, we see that the front ends of the wing are substantially in front of this axis, while the rear ends are far more distant.
  • the distance separating on the one hand the front ends of this axis, and on the other hand that separating said axis from the rear ends will determine the value of the lever arm allowing the pilot to vary, by applying a force on the lines steering, the angle of incidence of the wing during its piloting.
  • the current current arrangements of the points of attachment with regard to the balance center generally allow the pilot to provide only reduced muscular effort, steering alone and no restraint on his wing, which he could only withstand a few minutes when the wind is heavy. Moreover one can logically imagine that if front attachments and rear attachments are strictly defined at equal distance from the equilibrium axis of the wing disposed flat, the force required to maintain a given angle of incidence, beyond of the natural balance of the said wing, will also be distributed between the traction lines and the control lines.
  • the axis around which the wing pivots forward or back is defined as its pitch axis, and is arranged perpendicular to the vertical, substantially towards its front ends.
  • the maximum reduction in the angle of incidence of a wing, and thus its ability to minimize wind gain, is determined by the combination of height of its lobe with the more or less advanced disposition of its points of attachment of the lines of traction with regard to its axis of equilibrium.
  • the pilot has released at most his two lines of control, he can not further reduce the power of his wing which is still in flight situation and therefore more or less traction.
  • the entire load is generally applied to the only pair of traction lines connected to the two front attachment points, thereby limiting the displacement of said point and thus the kinking of the wing.
  • this type of wing is no longer self-supported, it therefore requires a larger leading edge diameter and therefore more penalizing from the aerodynamic point of view, in order to withstand without damage the possible structural deformations in case of overload. , especially when used in strong and turbulent wind.
  • the object of the present invention is to provide a self-supported curved wing, having a simplified control system allowing a sufficient reduction of the traction force to maintain controlled steering in all circumstances, especially during sudden gusts of wind.
  • the clamping device is characterized in that it comprises at least one pair of charge transfer lines, which continuously support the major part of the traction force, and arranged on either side of a median plane of symmetry, being connected to the wing in a pair of delimited connecting zones, on the outside by the center 5/10 ° of the wingspan, on the inside by the center 2/10 ° of the wingspan, forwards by the leading edge, and towards the rear by the axis of equilibrium , each load transfer line cooperating at its lower end, with a junction point connected to the respective front attachment point of the wing via a secondary traction line, the assembly being arranged to distribute the tensile force between the load transfer lines and the secondary traction lines.
  • the pair of charge transfer lines can be connected directly to the leading edge of said connection zones.
  • the load transfer lines may also be connected to a pair of ribs extending along carrier slats to maintain the shape of the profile on the relevant portion of the wing wing.
  • Such a device does not impose an additional fifth line, but instead allows the possible replacement of the two conventional traction lines in one, without causing a common loss of maneuverability of the wing. Furthermore, this simple device nevertheless allows a variation of incidence, of the profile with respect to the wind, sufficient to prevent any laminar flow of the air streams on the wing and thus to avoid any loss of control of the pilot who would otherwise undergo the acceleration uncontrolled wing. It also makes it possible to drive a conventional self-supported type wing with great safety, without impairing performance, and with the ease of use and possible implementation of only three lines, two steering and one traction.
  • FIG. 1 represents a front view of a self-supported curve wing with an inflatable structure, equipped with a preferred embodiment of the clamping system according to the present invention, in the flight-lined position.
  • FIG. 2 represents a front view of a self-supported curved wing with a structure S inflatable, equipped with the clamping system of Figure 1, flight sur ⁇ shocked position.
  • FIG. 3 represents a front view, superimposing the two leading edges of FIGS. 1 and 2, in order to more easily highlight the geometric variations noted.
  • FIG. 4 represents a profile view of the clamping system of the wing of FIG. 1, in the flight-lined position.
  • FIG. 5 represents an identical view of FIG. 4, in shocked flight position.
  • FIG. 6 represents an identical view of FIG. 4 in overheated flight position.
  • FIG. 7 represents a bottom view on an enlarged scale of the wing of FIG. 1, arranged flat on the ground, and makes it possible to materialize various axes, limits, zones and planes characterizing the invention.
  • FIG. 8 represents a bottom view of the wing of FIG. 1 in the normal flight state.
  • FIG. 9 represents a detailed perspective view of a curved left wing section with an inflatable structure, equipped with the clamping system according to the present invention, in the normal flight position.
  • FIGS. 10 to 12 are identical views of FIG. 9 of three alternative embodiments of the clamping system.
  • FIG. 13 shows a schematic perspective view of a variant of FIG. 1, represented in the lined position.
  • FIG. 14 represents an identical view of FIG. 13 of another variant illustrated in a shocked position.
  • FIGS. 15 and 16 are identical views of FIG. 1 of two other variants.
  • a wing (1) of substantially self-supported curved shape, is provided with an inflatable structure, composed mainly of an inflatable leading edge (2), integral in particular with a central batten (3 ) as well as at least one pair of intermediate slats (11) inflatable, arranged in parallel on both sides of the central batten (3).
  • an inflatable structure composed mainly of an inflatable leading edge (2), integral in particular with a central batten (3 ) as well as at least one pair of intermediate slats (11) inflatable, arranged in parallel on both sides of the central batten (3).
  • junction point (12) all the elements described according to the embodiment of FIG. 1, are also arranged in pairs on either side of a plane of symmetry (PS), which also divides wing (1) in two symmetrical left and right parts (Figs 7 and 8).
  • a pair of support slats (4), in particular inflatable, is also disposed on either side of the plane of symmetry (PS).
  • a pair of front attachment points (5) and rear attachment points (6) are disposed respectively at the front and rear ends of the wing.
  • This pair of front attachment points (5) is used to connect the pilot via a pair of secondary traction lines (8), a pair of primary traction lines (28), and a low pull line (26) single and central.
  • Two steering lines (7) left and right are respectively integral with the rear attachment points (6) left and right.
  • a pair of end battens (9) is disposed at the ends of the wing between the corresponding front attachment (5) and rear attachment (6) attachment points to maintain a predetermined spacing therebetween.
  • An axis (X) determines, according to figure (7), the center of equilibrium means of the wing (1), that is to say that two imaginary fasteners (not shown) located on either side of the wing on each end lath (9) and passing through the X axis, would maintain the wing to the wind at its optimal angle of incidence (A1).
  • angle of incidence is meant the angular difference (A1, A2, A3) between the rope axis (Y) of the wing and the wind direction (V).
  • the piloting mode is conventional and represented in FIG. 1.
  • the user is secured to the main attachment line by means of a harness hooked to a hooking loop (35), and manually controls a control rod ( 34) at the ends of which are respectively connected the lower ends of the control lines (7). It can thus operate a simultaneous or differential traction said steering lines, generating on the wing a twisting for turning and / or a variation of incidence for the power management, is commonly defined by a shock / lined action.
  • the tertiary junction point (12) marks the divergence of the low pull line (26). This junction point is offset from the wing (1), in order to benefit from the effective simplicity of a single pull line.
  • the junction point (12) can be arranged in the more or less immediate vicinity of the pilot, then imposing two primary traction lines (28) of adequate and identical lengths.
  • a secondary junction point (13) secures the lower ends of a charge transfer line (15) and a secondary traction line (8).
  • the upper end of the charge transfer line (15) is connected to a primary junction point (24), itself secured to a rib (25) by the lower point of its substantially triangular shape (FIG. ).
  • the front tip of this triangle is reinforced by a high front attachment point (20) on the leading edge (2).
  • the largest side is secured to a carrier slat (4) by means of a particular seam.
  • the device according to the invention uses a primary traction line (28), the traction forces operated jointly and simultaneously by the corresponding charge transfer line (15) and the secondary traction line (8) are substantially balanced.
  • This characteristic allows among other things a uniform holding of the general shape of the wing according to only a few points of attachment, as well as an effective cornering. The consequence of this equilibrium can be expressed visually by the relative equality of the angles B and C ( Figure 1) between them, according to the primary traction line (28).
  • These characteristics would be much more difficult to obtain if the secondary traction line (8) was arranged floating or sliding, as is the case in other known devices.
  • a central upper attachment point (21) is integral with a carrier slat (4).
  • the point 21 is disposed substantially between the equilibrium center axis of the profile formed by the rib and the corresponding leading edge section (2).
  • reinforcement attachment points are positioned forward and backward from the point of attachment (21) on the same lath (4), that is, a top attachment point (20), integral with the front wing (1), that is to say on its leading edge (2), and a rear top attachment point (22), integral with the batten (4) behind the point (21).
  • a point of attachment (23) of trailing edge allows to secure the rear end of the slat (4).
  • attachment points (20), (21), (22), (23) respectively receive flanges (16) front, (17) of traction, (18) back, and (19) of maintenance.
  • These different flanges all meet at a primary junction point (24), preferably located between the leading edge (2) and the axis (X).
  • the length of the flange (17) determines the length of all the other flanges, and therefore the distance between the junction point (24) and its projected position on the corresponding carrier slat (4).
  • the relative length of all flanges is calculated to allow optimum distribution of tensile forces applied at the junction point (24) and maintain the original shape of the wing profile at that location.
  • the upper end of the secondary traction line (8) is connected to a front attachment point (5).
  • a median attachment point (27) is integral with the leading edge (2) and disposed substantially between the front attachment point (5) and a top attachment point (20) for reinforcing the attachment of the rib (25).
  • the vertical distance separating the primary junction point (24) from the corresponding carrier slat (4) allows a homogeneous dispersion of the forces traction transmitted by the rib (25).
  • the horizontal distance separating the junction point (24) from the leading edge (2) will affect the leverage force necessary to provide the pilot to taper the wing (1).
  • the effort is inversely proportional to this horizontal distance. Indeed, the advance of the junction points (24) to the leading edge (2), ie their distance from the equilibrium axis (X) of the wing, will proportionally transfer part of the pulling force towards the control lines (7). Conversely, their decline will reduce this imbalance but also limit, as will be described below, the ability to over-shock the wing. It is the just effort to the steering bar, desired by each, which will predetermine the horizontal arrangement of the junction points (24), between the leading edge (2) and the axis of equilibrium (X).
  • connection zones (Z) of preferential horizontal and lateral arrangements of the junction points (24) with respect to the wing (1) according to rules proportional to the span and to a vertical projection on the figure (7).
  • the zones Z are of the same values and located on either side of the plane of symmetry (PS), each zone (Z) being determined as follows: forward by the leading edge (2), and towards the rearward by the axis (X) of equilibrium; outwardly by the outer limit of the center 5/10 ° of the wing according to the span; inwards by the outer limit of the center 2/10 ° of the wing according to the span.
  • junction points (24) as well as the ribs (25) and the corresponding carrier slats (4) are arranged towards the outside of the wing, and the more the junction points (24) are found low according to the height of the lobe, resulting in a drop in the pitch axis and a geometric reduction in the ability to shock.
  • FIG. (1) considers a wing equipped with the clamping according to the invention, seen from the front in a normal flight situation, ie lined, so that the pilot takes maximum advantage of the force of the wind. If we imagine a virtual beam (not shown) maintaining a predetermined distance (D1) between the two front attachment points (5), the device described would have few advantages, in particular in terms of shocking, on a conventional device, where in particular only two traction lines start from the front attachment points. It is now described that in order to operate on an over-shocking of a wing, it is necessary to raise the pitch axis or to advance, virtually, the front attachment points.
  • a secondary junction point (13) being maintained by the existing voltage between a charge transfer line (15) and a primary traction line (28), it will constitute a mobile pivot around which will move a point front attachment (5) according to a segment materialized by the secondary traction line (8).
  • FIGS. (4), (5) and (6) this displacement proportionally affects the angle of incidence (A) of the wing, ie its axis of rope (Y) with respect to the axis of the wind ( V).
  • Figure (4) corresponds to a profile view of the configuration of the wing shown face figure (1).
  • Figure (6) is a side view of the configuration of the wing of Figure (2).
  • An axis (T) of traction load lines represents the vertical component of the tensile forces exerted at the points (13), by all the lines supporting the load of the wing (1). It is possible to notice in FIG. (4) the alignment of the axis (T) with the front attachment points (5), the secondary traction lines (8), the primary traction lines (28), the point tertiary junction (12) and the low pull line (26).
  • the offset is at its maximum (fig ⁇ )
  • the angle of incidence (A3) is substantially zero, which means that the flow of the air streams is not more laminar, and that the wing (1) is no longer able to generate a traction force likely to move his pilot on the ground.
  • the front attachment point (5) tends to move around the secondary junction point (13) along the secondary traction line (8), which considerably increases the ability of the wing to twist, cause of maneuverability.
  • the balanced release of the left and right flight lines (7) of the wing (1) in flight therefore causes the simultaneous displacement of the pair of front attachment points. (5), rearwardly and inward, about the pair of respective junction points (13), in two segments materialized by the pair of traction lines (8), geometrically entailing, by the mutual approximation of the attachment points (5), a rocker towards the rear of the wing on its pitch axis, or consequently a reduction of its angle of incidence (A) with respect to the wind.
  • the general operating principle of the invention is the combination of a recoil movement and mutual reciprocation of the ends of the wing (1), allowing a sufficient decrease in the angle of incidence of the wing in relation to the wind to prevent its normal flight and therefore its pulling force.
  • This movement is operated by the simple relaxation of the control lines (7).
  • This consequence is obtained by the judicious arrangement of the load transfer lines (15) and the traction lines (8) cooperating with each other without the assistance of any pulley or sliding of any line necessary during its control. current.
  • Such a device avoids any system of multiple flanges, including so-called “arched” clamps, that is to say having multiple attachment points successively taking over each other at the leading edge starting substantially from the middle of the latter and forming by this arrangement a segmented junction line substantially in the form of an arch.
  • the wing according to the invention does not offer, when shocked at its maximum, a pleasant behavior and usual by the gradual setback of the air nets on his profile. It allows to be controlled serenely, but warns the pilot that the area he uses is too important given his weight and wind conditions of the moment.
  • two load transfer lines (15), of adapted length join at their lower end, the summit end of a first low pull line (26) at a first point of tertiary junction (12).
  • two traction lines (8) join at their lower end, the summit end of a second low pull line (26 ") at a second tertiary junction point (12").
  • the two low pull lines (26, 26 ") thus described are secured at their lower end near the pilot who has the possibility, by a voluntary maneuver on his part, to mobilize only the line (26") taking the pair charge transfer line (15). During this maneuver, the wing will be able to lie on the back as described in Figure 12.
  • At least one pulley or ring (32), (33) is integrated in the flanges (16), (17). This provision is used in particular in addition to the previous one.
  • the device according to the variant keeps a uniform distribution of the flanges (16) and (17) on the edge of the etching (2) and lath (4), and this, whatever the angle between said load transfer line and said batten.
  • a junction point (24) is movably arranged, with respect to its carrier slat, on a rail or any other mechanical device allowing forward / backward movement, said rail being itself integral with a batten (4) by means of a rib (25) or flanges (16), (17), (18), (19.
  • the rail may also be slightly radiated, so as to follow the rocking movement of the wing according to the positioning of the pitch axis.
  • This particular provision eliminates the use of the primary traction lines (28).
  • the lobe line (14) connects the median attachment point with the secondary junction point (13). Unlike the load transfer lines (15) and secondary traction (8), this lobe line is not intended to withstand permanent traction. When the wind is weak, it is not solicited. Beyond a certain traction force in the entire wing, the leading edge (2) tends to deform substantially in this zone between the front attachment point (5) and the point of attachment. front top clip (20), and the lobe line (14) prevents spurious deformation of the leading edge.
  • the secondary junction point (13) according to FIG. 1 and the tertiary junction point (12, 12 ") according to FIG. 15 or 16 are separated from the corresponding front attachment point (5) by the traction line (8). ), whose length is less than the wingspan of the wing.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Ocean & Marine Engineering (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Emergency Lowering Means (AREA)
  • Steering-Linkage Mechanisms And Four-Wheel Steering (AREA)
  • Massaging Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

L'invention concerne un dispositif de bridage d'une aile courbe auto-portée à structure gonflable, comprenant une paire de points d'attache avant (5) de lignes de traction, et une paire de points d'attache arrière (6) de lignes de pilotage. Une paire de lignes de transfert de charge (15), supportent en continu la majeure partie de l'effort de traction, et sont disposées de part et d'autre d'un plan médian de symétrie (PS), en étant raccordées à l'aile en une paire de zones de liaison (Z) délimitées, sur l'extérieur par les 5/10° centraux de l'envergure, sur l'intérieur par les 2/10° centraux de l'envergure, vers l'avant par le bord d'attaque (2), et vers l'arrière par l'axe (X) d'équilibre. Chaque ligne de transfert de charge (15) coopère par son extrémité basse, avec un point de jonction (13, 12), raccordé au point d'attache avant (5) respectif de l'aile par l'intermédiaire d'une ligne de traction secondaire (8), l'ensemble étant agencé pour répartir l'effort de traction entre les lignes de transfert de charge (15) et les lignes de traction secondaires (8). Un tel système de commande autorise une réduction suffisante de la force de traction pour conserver un pilotage contrôlé en toutes circonstances, notamment lors de brusques rafales de vent.

Description

Dispositif de bridage d'aile gonflable à transfert de charge
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un système d'aile gonflable à lobe variable, et de forme courbe auto-portée, notamment utilisée pour les pratiques des glisses aérotractées. Le pilote utilise la force du vent pour se faire tracter sur différents types de support, car il est relié à son aile au moyen d'une ou généralement deux paires de lignes d'une vingtaine de mètres de longueur environ.
Il est bien connu de réaliser des ailes gonflables de forme courbe auto-portée et dont les points d'attaches se situent aux extrémités de l'aile de part et d'autre.
On entend par forme courbe auto-portée, un type d'aile particulier pouvant n'être justement reliée et pilotée que par ses seules extrémités. L'aile a ainsi une forme en arcs de cercle réguliers dont les extrémités sont tangentes entre elles ainsi qu'aux lignes avec lesquelles elles collaborent. De ce fait, la charge aérodynamique se répartit harmonieusement sur l'ensemble de l'arche ainsi constituée, sans qu'il soit nécessaire de maintenir cette dernière en de multiples endroits par des bridages complexes, comme il est procédé pour d'autres types d'ailes de forme plus aplaties comme par exemple les parapentes à caissons ou les ailes à boudins dites plates ou semi-plates en forme d'arc. De plus, la multiplicité des bridages nécessaires au maintien de la forme de ces types d'ailes entraîne des ruptures de courbes et des poches disgracieuses sur la voilure, par ailleurs préjudiciables sur la plan aérodynamique. Les voiles courbes auto-portées actuelles disposent généralement d'une première paire de lignes, dites de traction, reliées aux extrémités avant de l'aile. Par ailleurs, elles disposent d'une seconde paire de lignes, dites de pilotage, reliées aux extrémités arrière de l'aile.
Le pilote est généralement relié aux lignes de traction au moyen d'un harnais, et peut manipuler les lignes de pilotage au moyen d'une barre qu'il tient dans les mains. Une ligne de pilotage gauche est reliée à l'extrémité gauche de la barre, et une ligne de pilotage droite est reliée à l'extrémité droite de cette barre. Les lignes de traction passent au centre de la barre qui est disposée flottante sur ces dernières. Le pilote peut non seulement agir en gauchissement pour manœuvrer son aile à droite ou à gauche en inclinant davantage le côté concerné de la barre, mais également faire varier l'incidence de l'aile face au vent en manipulant la barre de haut en bas. Cette variation d'incidence est très avantageuse car elle permet de réduire si besoin la puissance de traction de l'aile.
Par ailleurs, la forme à plat de ce type de voilure est généralement arrondie sur son avant, appelé bord d'attaque, ainsi que sur son arrière appelé bord de fuite.
Par convention, la mesure séparant les deux extrémités de l'aile à plat est appelée envergure, et celle séparant le bord d'attaque du bord de fuite en un endroit donné est appelée corde.
Un avantage principal de ce type de géométrie courbe auto-portée, associé à une structure gonflable, est donc de pouvoir maintenir sa forme originelle indépendamment des contraintes aérodynamiques exercées sur elle. Par contre, un inconvénient majeur est de limiter, proportionnellement à la hauteur de l'arche, c'est à dire du lobe de l'aile, la réduction possible de la prise au vent de la voilure.
En effet, plus cette hauteur est importante, et plus la possibilité de l'aile de basculer vers l'arrière en relâchant les lignes de pilotage, est limitée. Plus le lobe d'une aile est important, plus son centre de pivot est abaissé et donc sa capacité de bascule avant/arrière réduite d'autant.
En effet, il est très utile de pouvoir réduire instantanément la puissance de l'ensemble aérotracteur, par exemple lors d'une bourrasque de vent, afin que le pilote garde en permanence le contrôle de son engin, pour sa propre sécurité ou celle des tiers situés à proximité.
Tout profil aérodynamique a un centre d'équilibre où, lorsqu'il est tenu en ce point, il peut facilement conserver un angle, appelé angle d'incidence, optimal dans le vent qui lui fait face, c'est à dire permettant au dit profil de générer la résultante aérodynamique la plus efficace. Tout déplacement significatif de ce point vers l'avant va réduire cet angle d'incidence, et donc sa force de sustentation (couple piqueur). Inversement, tout déplacement de ce point vers l'arrière va augmenter cet angle d'incidence (couple cabreur) et donc sa force de sustentation jusqu'à une certaine limite. Lorsque ces deux limites haute et basse sont atteintes, les filets d'air ne s'écoulent plus harmonieusement le long du profil qui ne génère plus de portance c'est à dire de sustentation.
La moyenne des centres d'équilibre des différents profils d'une aile, disposée à plat, en différents points de son envergure définit le centre d'équilibre moyen de l'ensemble, généralement situé vers le tiers avant de sa corde médiane. Ce centre d'équilibre détermine donc l'angle d'incidence optimal général de l'aile en vol si l'on tient celle-ci par deux points situés à ses extrémités et disposés sur le dit axe. Si l'on figure donc ce centre d'équilibre de l'aile, disposée à plat sur Ie sol, par un axe, on constate que les extrémités avant de P aile se trouvent sensiblement en avant de cet axe, alors que les extrémités arrières en sont bien plus éloignées. Ainsi, la distance séparant d'une part les extrémités avant de cet axe, et d'autre part celle séparant ledit axe des extrémités arrière va déterminer la valeur du bras de levier permettant au pilote de faire varier, en appliquant une force sur les lignes de pilotage, l'angle d'incidence de l'aile lors de son pilotage.
Les dispositions actuelles courantes des points d'attache au regard du centre d'équilibre permettent généralement au pilote de ne fournir qu'un effort musculaire réduit, de pilotage seul et pas de retenue à son aile, ce qu'il ne pourrait supporter que quelques minutes lorsque le vent est conséquent. Par ailleurs on peut logiquement imaginer que si des attaches avant et des attaches arrière sont définies rigoureusement à distance égale de l'axe d'équilibre de la voilure disposée à plat, la force nécessaire pour maintenir un angle d'incidence donné, au-delà de l'équilibre naturel de la dite aile, sera également répartie entre les lignes de traction et les lignes de pilotage.
Ainsi, un déplacement simultané vers le bas des deux lignes arrière, opéré par le pilote, aura pour effet d'augmenter l'angle d'incidence entre le vent et les parties les plus portantes de l'aile, donc d'augmenter la puissance. On donne alors un couple cabreur à l'aile. A contrario, le relâchement de ces deux lignes arrière laissera seuls les points d'attache avant sous tension et diminuera donc d'autant cet angle d'incidence, jusqu'à une limite géométrique donnée par la hauteur du lobe de l'aile ; on donne alors un couple piqueur à I' aile. L'action d'accentuer la prise au vent de l'aile en appuyant sur la barre de pilotage est communément appelée le bordé, et celle de diminuer la prise au vent de l'aile en relevant la barre de pilotage est le choqué.
Toute action différentielle sur la barre de pilotage imposera une forme vrillée à l'aile, entraînant sa mise en virage du côté de plus grand tirage d'une ligne de pilotage. Il est connu que l'angle formé par les deux lignes de traction entre elles, détermine de façon proportionnelle la capacité de l'aile à vriller et donc sa maniabilité.
Lorsqu'une aile conventionnelle est en situation de vol, l'axe autour duquel la voilure pivote vers l'avant ou l'arrière est défini comme son axe de tangage, et est disposé perpendiculairement à la verticale, sensiblement vers ses extrémités avant.
La réduction maximale de l'angle d'incidence d'une aile, et donc de sa capacité à réduire au maximum sa prise au vent, est déterminée par la combinaison entre la hauteur de son lobe avec la disposition plus ou moins avancée de ses points d'attache des lignes de traction au regard de son axe d'équilibre. Lorsque le pilote a relâché au maximum ses deux lignes de pilotage, il ne peut réduire davantage la puissance de sa voilure qui est toujours en situation de vol et donc de traction plus ou moins importante.
La variation de puissance dans une aile dépend donc de son angle d'incidence par rapport au vent, mais plus encore de la vitesse d'écoulement de ce dernier dans la voilure. Il est connu que les forces aérodynamiques évoluent au carré de la vitesse. Ainsi lorsqu'une aile de ce type est en position de choquage, c'est à dire en réglage de puissance minimale par le pilote, il est toujours nécessaire d'en assurer le contrôle avec vigilance. En effet, si l'aile rencontre une brusque rafale de vent, il n'est pas possible pour l'utilisateur de sur-choquer au-delà de cette incidence minimum, et il devra subir l'accélération induite de la voilure, pouvant occasionner de dangereuses pertes de contrôle.
On comprend aisément toutes les implications géométriques dues aux multiples dispositions possibles des points d'accrochage des lignes à l'aile au regard de son centre d'équilibre.
Toute Ia difficulté réside donc dans le fait d'obtenir la plus grande amplitude possible de choquage de l'aile, c'est à dire disposer les attaches des lignes de traction suffisamment en avant du centre d'équilibre, sans pour autant imposer au pilote un effort de retenue significatif sur les extrémités arrière de la dite aile, soit en quelque sorte un transfert de charge des lignes de traction vers les lignes de pilotage, rendant Ie pilotage très physique et inadapté à Ia pratique courante actuelle.
Etat de la technique
Dans les bridages connus, toute la charge est généralement appliquée sur la seule paire de lignes de traction connectée aux deux points d'attache avant, limitant d'autant le déplacement du dit point et donc le vrillage de l'aile.
On a déjà proposé de rajouter une ou plusieurs lignes supplémentaires au-dessus de l'axe d'équilibre de l'aile. Il est ainsi aisé de forcer la voilure en position de sur- choquage, au-delà de sa propre limite géométrique imposée par la hauteur de son lobe et l'avancée de ses attaches de lignes de traction. Ces dispositifs dépendent plus d'un système de sécurité additionnel que d'une simple intégration au système de pilotage basique, et compliquent considérablement la gestion de l'ensemble des lignes composant ce dernier. Cinq lignes peuvent s'emmêler facilement.
D'autre part, lorsque le pilote est dans une situation d'urgence où la puissance minimale de l'aile choquée ne lui permet pas de retrouver le contrôle de la situation, il doit effectuer des manœuvres dédiées pour utiliser ces dispositifs de sécurité, intégrés ou non à l 'aile. Ils sont en général à actionner à proximité des commandes de pilotage mais présentent deux inconvénients majeurs. D'une part, ils nécessitent une action volontaire et immédiate du pilote, d'autant plus difficile à opérer si le stress de l'utilisateur est important ou que celui-ci ne possède pas l'expérience minimale requise pour ce type de situation. D'autre part ils induisent généralement la perte des fonctions de pilotage par la désolidarisation de toute ou partie des lignes de commande et de traction à l'aile. De ce fait, ces dispositifs après usage imposent une remise en œuvre laborieuse, difficile à opérer en pleine eau. On comprendra aisément que ces caractéristiques ne favorisent pas la sécurité de la pratique, tant au niveau du matériel, que de la prise de décision à mettre en œuvre ce type de dispositif de sécurité.
D'autres solutions bien connues passent par un lobe plus aplati, combiné à une forme d'aile en flèche. Cette disposition permet de reculer les extrémités de l'aile par rapport à son centre afin d'obtenir une forme de bord de fuite concave, notamment pour éviter les poches et les déformations de ce dernier malgré la forme aplatie. L'avantage de ce type de dispositif est d'offrir au pilote une capacité de sur-choquage plus importante que sur une aile à lobe traditionnel. Mais cette solution impose un bridage important le long de la quasi totalité du bord d'attaque. De plus, ce type de disposition nécessite souvent l'usage de poulies sur l'aile, voire même sur Ia barre de pilotage, pouvant entraîner des problèmes d'usure et de dysfonctionnement. Par ailleurs, ce type de voilure n'est plus auto-portée, il nécessite donc un diamètre de bord d'attaque plus important et donc plus pénalisant du point de vue aérodynamique, afin de supporter sans dommage les déformations structurelles possibles en cas de surcharge, notamment lors d'utilisation dans du vent fort et turbulent.
D'autres solutions connues proposent un dédoublement des lignes et des attaches avant, soit une première attache haute fixe sur le bord d'attaque, combinée avec une seconde attache basse mobile, située conventionnellement à l'extrémité de l'aile, mais disposée coulissante généralement au travers d'une latte, et collaborant directement avec la ligne de pilotage correspondante. Mais ce type de disposition impose souvent une forte pression aux lignes arrières et donc à la barre de pilotage, car elle transfert une partie de la charge vers ces lignes arrière. De plus le relâchement imposé à la ligne extérieure lors d'une mise en virage réduit considérablement la capacité de l'aile à vriller et donc à tourner. Enfin ce dispositif entraîne de fortes usures sur les lignes sollicitées.
La plupart de ces solutions cherchent à obtenir un basculement total de l'aile par rapport à l'axe du vent, soit 90°. En fait, il suffit simplement que l'aile ne soit plus en état de voler, c'est à dire que les filets d'air n'aient plus un écoulement laminaire le long du profil, pour que Ie pilote ne soit plus en situation de danger lors d'une perte de contrôle simple. Il est connu en aérodynamique que les filets d'air vont décrocher du profil bien avant un changement de l'incidence à 90°. Généralement, peu de profil supportent un écart supérieur à 30° ou 40°.
Dans le dispositif de bridage du document US-A-6869047, les brides intermédiaires raccordées aux lattes de l'aile ne supportent pas les efforts de traction, mais constituent un simple système de sécurité après relâchement des lignes de pilotage.
Objet de l'invention
L'objet de la présente invention consiste à réaliser une aile courbe auto-portée, ayant un système de commande simplifié autorisant une réduction suffisante de la force de traction pour conserver un pilotage contrôlé en toutes circonstances, notamment lors de brusques rafales de vent.
Le dispositif de bridage est caractérisé en ce qu'il comporte au moins une paire de lignes de transfert de charge, supportant en continu la majeure partie de l'effort de traction, et disposées de part et d'autre d'un plan médian de symétrie, en étant raccordées à l'aile en une paire de zones de liaison délimitées, sur l'extérieur par les 5/10° centraux de l'envergure, sur l'intérieur par les 2/10° centraux de l'envergure, vers l'avant par le bord d'attaque, et vers l'arrière par l'axe d'équilibre, chaque ligne de transfert de charge coopérant par son extrémité basse, avec un point de jonction raccordé au point d'attache avant respectif de l'aile par l'intermédiaire d'une ligne de traction secondaire, l'ensemble étant agencé pour répartir l'effort de traction entre les lignes de transfert de charge et les lignes de traction secondaires.
Selon un autre mode de réalisation, la paire de lignes de transfert de charge peut être raccordée directement au bord d'attaque desdites zones de liaison.
Les lignes de transfert de charge peuvent également être raccordées à une paire de nervures s'étendant le long de lattes porteuses pour conserver la forme du profil sur la partie concernée de la voilure de l'aile.
Un tel dispositif n'impose pas de cinquième ligne supplémentaire, mais il permet au contraire de remplacer éventuellement les deux lignes de traction conventionnelles en une seule, sans entraîner une courante perte de maniabilité de l'aile. Par ailleurs, ce dispositif simple autorise néanmoins une variation d'incidence, du profil par rapport au vent, suffisante pour empêcher tout écoulement laminaire des filets d'air sur la voilure et donc éviter toute perte de contrôle du pilote qui subirait autrement l'accélération incontrôlée de son aile. Il permet également de piloter une aile de type conventionnelle auto-portée avec une grande sécurité, sans altération des performances, et avec la simplicité d'usage et de mise œuvre éventuelle de trois lignes seulement, soit deux de pilotage et une seule de traction.
Description sommaire des dessins
L'invention sera mieux comprise en se référant aux figures :
-La figure 1 représente une vue de face d'une aile courbe auto-portée à structure gonflable, équipée d'un mode de réalisation préférentiel du système de bridage selon la présente invention, en position de vol bordé.
-La figure 2 représente une vue de face d'une aile courbe auto-portée à structure S gonflable, équipée du système de bridage de la figure 1, en position de vol sur¬ choqué.
-La figure 3 représente une vue de face, superposant les deux bords d'attaque des figures 1 et 2, afin de mettre plus facilement en évidence les variations géométriques constatées.
-La figure 4 représente une vue de profil du système de bridage de l'aile de la figure 1 , en position de vol bordé.
-La figure 5 représente une vue identique de la figure 4, en position de vol choqué.
-La figure 6 représente une vue identique de la figure 4 en position de vol sur- choqué.
-La figure 7 représente une vue de dessous à échelle agrandie de l'aile de la figure 1, disposée à plat sur le sol, et permet de matérialiser différents axes, limites, zones et plans caractérisant l'invention.
-La figure 8 représente une vue de dessous de l'aile de la figure 1 dans l'état de vol normal.
-La figure 9 représente une vue de détail en perspective d'une partie gauche d'aile courbe à structure gonflable, équipée du système de bridage selon la présente invention, en position de vol normal.
-Les figures 10 à 12 sont des vues identiques de la figure 9 de trois variantes de réalisation du système de bridage.
-La figure 13 montre une vue schématique en perspective d'une variante de la figure 1 , représentée en position bordée.
-La figure 14 représente une vue identique de la figure 13 d'une autre variante illustrée en position choquée. -Les figures 15 et 16 sont des vues identiques de la figure 1 de deux autres variantes de réalisation.
Description de différents modes de réalisation de l'invention
En référence aux figures, une aile (1), de forme sensiblement courbe auto-portée, est munie d'une structure gonflable, composée principalement d'un bord d'attaque (2) gonflable, solidaire notamment d'une latte centrale (3) gonflable ainsi que d'au moins une paire de lattes intermédiaires (11) gonflables, disposées parallèlement de part et d'autre de la latte (3) centrale. En fonction de la taille de l'aile, il est possible d'avoir un nombre pair ou impair de lattes gonflables, et donc dans certaines configurations de ne plus avoir de latte gonflable centrale.
Au-dessus d'un point de jonction (12), tous les éléments décrits selon le mode de réalisation de la figure 1 , sont disposés par paire également de part et d'autre d'un plan de symétrie (PS), divisant également l'aile (1) en deux parties symétriques gauche et droite (fig. 7 et 8). Une paire de lattes porteuses (4), notamment gonflables, est également disposée de part et d'autre du plan de symétrie (PS).
Une paire de points d'attache avant (5) et de points d'attache arrière (6) sont disposées respectivement aux extrémités avant et arrière de l'aile. Cette paire de points d'attache avant (5) permet de relier le pilote par l'intermédiaire d'une paire de lignes de traction secondaire (8), d'une paire de lignes de traction primaire (28), et d'une ligne de traction basse (26) unique et centrale. Deux lignes de pilotage (7) gauche et droite, sont respectivement solidaires des points d'attache arrière (6) gauche et droit. Une paire de lattes d'extrémité (9) est disposée aux extrémités de l'aile, entre les points d'attache avant (5) et d'attache arrière (6) correspondant, afin d'en maintenir un écartement prédéterminé.
Un axe (X) détermine, selon la figure (7), le centre d'équilibre moyen de l'aile (1), c'est à dire que deux attaches imaginaires (non représentées) situées de part et d'autre de la voilure sur chaque latte d'extrémité (9) et passant par l'axe X, permettraient de maintenir l'aile au vent selon son angle d'incidence optimal (A1). On entend par angle d'incidence, l'écart angulaire (A1 , A2, A3) entre l'axe de corde (Y) de la voilure et la direction du vent (V). Ainsi, on dispose les points d'attaches avant (5) sensiblement devant (X)1 et les points d'attache arrière (6) largement reculés. Cette disposition permet de choquer l'aile lorsque les lignes de pilotage (7) sont relâchées, et d'optimiser le bras de levier ainsi crée afin de pouvoir border l'aile sans effort.
Le mode de pilotage est conventionnel et représenté à la figure 1. L'utilisateur est solidaire de la ligne d'accrochage principal au moyen d'un harnais accroché à une boucle d'accrochage (35), et contrôle manuellement une barre de pilotage (34) aux extrémités de laquelle sont respectivement reliées les extrémités basses des lignes de pilotage (7). Il peut ainsi opérer une traction simultanée ou différentielle desdites lignes de pilotage, générant sur l'aile un vrillage pour la mise en virage et/ou une variation d'incidence pour la gestion de la puissance, soit communément définie par une action de choqué / bordé.
Selon la figure 1 , le point de jonction tertiaire (12) marque la divergence de la ligne de traction basse (26). Ce point de jonction est décalé de l'aile (1), afin de bénéficier de la simplicité effective d'une ligne de traction unique. Le point de jonction (12) peut être disposé à proximité plus ou moins immédiate du pilote, imposant alors deux lignes de traction primaire (28) de longueurs adéquates et identiques. Un point de jonction secondaire (13) solidarise les extrémités basses d'une ligne de transfert de charge (15) et d'une ligne de traction secondaire (8).
L'extrémité haute de la ligne de transfert de charge (15) est reliée à un point de jonction primaire (24), lui-même solidaire d'une nervure (25) par la pointe basse de sa forme sensiblement triangulaire (fig. 9). La pointe avant de ce triangle est renforcée par un point d'attache haut avant (20) sur le bord d'attaque (2). Le plus grand côté est solidaire d'une latte porteuse (4) au moyen d'une couture notamment.
Par ailleurs, lorsque le dispositif selon l'invention utilise une ligne de traction primaire (28), les forces de traction opérées conjointement et simultanément par la ligne de transfert de charge (15) et la ligne de traction secondaire (8) correspondantes sont sensiblement équilibrées. Cette caractéristique permet entre-autre une tenue homogène de la forme générale de l'aile selon seulement quelques points d'attache, ainsi qu'une mise en virage efficace. La conséquence de cet équilibre peut se traduire visuellement par la relative égalité des angles B et C (figure 1) entre eux, selon la ligne de traction primaire (28). Ces caractéristiques seraient bien plus difficiles à obtenir si la ligne de traction secondaire (8) était disposée flottante ou bien coulissante, comme c'est le cas dans d'autres dispositifs connus.
Selon la variante représentée à la Figure 10, un point d'attache haut (21) central est solidaire d'une latte porteuse (4). Le point 21 est disposé sensiblement entre l'axe de centre d'équilibre du profil constitué par la nervure et la section de bord d'attaque (2) correspondante. Afin de répartir les efforts des forces aérodynamiques exercées sur l'aile à cet endroit, des points d'attache de renfort sont positionnés en avant et en arrière du point d'attache (21) sur la même latte (4), Soit, un point d'attache (20) haut avant, solidaire de l'aile (1) au plus avant, c'est à dire sur son bord d'attaque (2), et un point d'attache (22) haut arrière, solidaire de la latte (4) en arrière du point (21). Enfin, un point d'attache (23) de bord de fuite permet de solidariser l'extrémité arrière de la latte (4). Ces points d'attache (20), (21), (22), (23), reçoivent respectivement des brides (16) avant, (17) de traction, (18) arrière, et (19) de maintien. Ces différentes brides se rejoignent toutes en un point de jonction primaire (24), situé préférentiellement entre le bord d'attaque (2) et l'axe (X). La longueur de la bride (17) détermine la longueur de l'ensemble des autres brides, et donc la distance séparant le point de jonction (24) ainsi que sa position projetée sur la latte porteuse correspondante (4). La longueur relative de l'ensemble des brides est calculée afin de permettre une répartition optimale des efforts de traction qui sont appliqués au point de jonction (24) et de maintenir la forme originelle du profil de l'aile en cet endroit. L'extrémité haute de la ligne de traction secondaire (8) est reliée à un point d'attache avant (5). Un point d'attache médian (27) est solidaire du bord d'attaque (2) et disposé sensiblement entre le point d'attache avant (5) et un point d'attache haut avant (20) de renfort de la fixation de la nervure (25).
Selon une vue de dessous de l'aile (1) disposée à plat sur le sol (fig.7), la distance verticale séparant le point de jonction primaire (24) de la latte porteuse (4) correspondante permet une dispersion homogène des forces de traction transmises par la nervure (25).
D'autre part la distance horizontale séparant le point de jonction (24) du bord d'attaque (2) va influer sur la force de bras de levier nécessaire à fournir par le pilote pour border l'aile (1). L'effort est inversement proportionnel à cette distance horizontale. En effet, l'avancée des points de jonction (24) vers le bord d'attaque (2), c'est à dire leur éloignement de l'axe (X) d'équilibre de la voilure, va proportionnellement transférer une partie de la force de traction vers les lignes de pilotage (7). Inversement, leur recul va réduire ce déséquilibre mais également limiter, comme il sera décrit plus loin, la capacité de sur-choquage de l'aile. C'est le juste effort à la barre de pilotage, souhaité par chacun, qui va prédéterminer la disposition horizontale des points de jonction (24), entre le bord d'attaque (2) et l'axe d'équilibre (X). Ainsi on peut déterminer une paire de zones de liaison (Z) de dispositions horizontale et latérale préférentielles des points de jonction (24) au regard de l'aile (1) selon des règles proportionnelles à l'envergure et sur une projection verticale sur la figure (7). Les zones Z sont de mêmes valeurs et situées de part et d'autre du plan de symétrie (PS), chaque zone (Z) étant déterminée comme suit : vers l'avant par le bord d'attaque (2), et vers l'arrière par l'axe (X) d'équilibre ; vers l'extérieur par la limite extérieure des 5/10° centraux de l'aile selon l'envergure ; vers l'intérieur par la limite extérieure des 2/10° centraux de l'aile selon l'envergure.
Il est en effet défini que sensiblement en deçà de ces 2/10°, les lignes de transfert de charge (15) ne sont plus réellement à même de supporter la majeure partie de l'effort de traction, condition sine qua non du dispositif selon l'invention, car il y a alors un trop grand déséquilibre entre la surface de l'aile correspondant à la partie intérieure des lattes porteuses (4) et les deux parties extérieures. Un trop grand déséquilibre dans ce sens aurait également pour conséquence de créer des poches disgracieuses et des ruptures de courbes importantes sur la canopée. De la même manière, au-delà des 5/10, il ne restera plus assez de surface de voilure à l'extérieur ainsi que de bras de levier pour les parties de bord d'attaque (2) correspondantes, afin d'assurer, lors d'un sur-choquage, un basculement suffisant de l'aile sur son axe de tangage ainsi qu'un resserrement du lobe. Sur l'aile en vol selon l'invention, l'axe de tangage (non représenté) est situé perpendiculairement à la verticale, et entre de la paire de points de jonction (24) et la paire de point d'attache avant (5).
Plus ces points de jonction (24) ainsi que les nervures (25) et les lattes porteuses (4) correspondantes sont disposés vers l'extérieur de l'aile, et plus les points de jonction (24) se retrouvent bas selon la hauteur du lobe, entraînant par là même une baisse de l'axe de tangage et une réduction géométrique de la capacité à choquer.
On considère sur la figure (1) une aile équipée du bridage selon l'invention, vue de face en situation de vol normal, c'est à dire bordée, afin que le pilote profite au maximum de la force du vent. Si l'on imagine une poutre virtuelle (non représentée) maintenant une distance prédéterminée (D1) entre les deux points d'attache avant (5), le dispositif décrit ne présenterait que peu d'avantages, notamment en termes de choquage, sur un dispositif conventionnel, où notamment seules deux lignes de traction partent des points d'attache avant. Il est maintenant décrit que pour opérer un sur-choquage d'une aile, il est nécessaire de remonter l'axe de tangage ou d'avancer, virtuellement, les points d'attache avant. Or, sur le présent dispositif, tout relâchement des lignes de pilotage entraîne progressivement et simultanément un recul des extrémités de l'aile (1) vers l'arrière conjointement à un rapprochement de celles-ci l'une vis à vis de l'autre. On peut le constater sur la figure (3) où (D1) représente la distance respective des points d'attache avant (5) selon la figure (1), c'est à dire aile bordée, et (D2) représente la distance respective des points d'attache avant (5) selon la figure (2), c'est à dire aile choquée. Cette réduction de distance par recul des extrémités de l'aile (1) vers l'arrière s'accompagne d'une réduction de la prise au vent (P) sur la dite aile.
Cette variation géométrique peut s'opérer car les lignes de transfert de charge
(15) reprennent en permanence la majeure partie des forces de traction, ce qui, au vu de leur emplacement sur la hauteur du lobe, tend à positionner l'axe de tangage de l'aile, perpendiculairement au plan (PS) et à proximité des points de jonction (24). De ce fait, lorsque qu'aucun effort n'est maintenu sur les lignes de pilotage (7), seules les lignes de traction secondaires (8) limitent le déplacement vers l'arrière desdites extrémités. Lors de cette configuration de relâchement des lignes (7), la prise au vent, même minime, opérée aux extrémités de l'aile est encore réduite (figures 1 et 2). Ces extrémités n'exercent alors que peu de force de traction vers l'extérieur, et par contre subissent une force de traînée toujours importante les repoussant vers l'arrière et vers l'intérieur. On comprend alors que les lignes de traction secondaire (8) tendent à rapprocher les points d'attache avant (5) mutuellement l'un vers l'autre. En effet, un point de jonction secondaire (13) étant maintenu par la tension existante entre une ligne de transfert de charge (15) et une ligne de traction primaire (28), il va constituer un pivot mobile autour duquel va se déplacer un point d'attache avant (5) selon un segment matérialisé par la ligne de traction secondaire (8).
En référence aux figures (4), (5) et (6), ce déplacement affecte proportionnellement l'angle d'incidence (A) de la voilure, soit son axe de corde (Y) par rapport à l'axe du vent (V). La figure (4) correspond à une vue de profil de la configuration de l'aile représentée de face figure (1). La figure (6) correspond à une vue de profil de la configuration de l'aile de la figure (2). Un axe (T) de traction des lignes de charge, représente la composante verticale des forces de traction exercées aux points (13), par l'ensemble des lignes supportant la charge de l'aile (1). On peut remarquer sur la figure (4) l'alignement de l'axe (T) avec les points d'attache avant (5), les lignes de traction secondaire (8), les lignes de traction primaire (28), le point de jonction tertiaire (12) et la ligne de traction basse (26).
Lors du relâchement progressif des lignes de pilotage (7), on remarque un décalage, de l'avant vers l'arrière, du point de jonction tertiaire (12), de l'axe (T) et des points d'attache avant (5). De plus, ce décalage s'accompagne d'une réduction de l'angle d'incidence (A1) vers (A2), marquant une diminution de la force de traction que l'aile (1) exerce finalement sur Ia ligne de traction basse (26).
Lorsque les lignes de pilotage (7) sont totalement relâchées, le décalage est à son maximum (figδ), l'angle d'incidence (A3) est sensiblement nul, ce qui signifie que l'écoulement des filets d'air n'est plus laminaire, et que l'aile (1) n'est plus en mesure de générer une force de traction susceptible de déplacer son pilote au sol.
Par ailleurs, si l'on imagine des points d'attache avant disposés colinéaires à l'axe (T) à hauteur des extrémités de l'aile (1) selon la figure 6, il est aisé de comprendre que l'effort à fournir pour border serait très important au regard de la distance séparant ce point d'attache, de l'axe d'équilibre de l'aile. Dans la configuration du bridage selon l'invention, cette distance se réduit au fur et à mesure chronologique (fig 6, puis fig 5, puis fig 4) de la tension appliquée sur les lignes de pilotage (7), opérant ainsi un transfert de charge automatique sans affecter la charge à appliquer sur les dites lignes, au regard d'un bridage conventionnel. En effet, quand le bras de levier est théoriquement au plus défavorable concernant l'effort à fournir (fig 6), l'angle d'incidence (A3) est au minimum et donc la puissance dans l'aile quasi nulle. Inversement, plus la puissance de l'aile devient importante avec l'accroissement de cet angle d'incidence (A2) puis (A1), et plus l'axe (T) de traction des lignes de charge se rapproche de l'axe (X) d'équilibre, augmentant d'autant le bras de levier constitué par (5) / (X) d'une part et (X) / (6) d'autre part, au bénéfice des lignes de pilotage
(7).
Selon l'invention, le point d'attache avant (5) tend à se déplacer autour du point de jonction secondaire (13) selon la ligne de traction secondaire (8), ce qui augmente considérablement la capacité de I' aile à vriller, cause de maniabilité. Le relâchement équilibré des lignes de pilotage (7) gauche et droite de l'aile (1) en vol, provoque donc le déplacement simultané de la paire de points d'attache avant (5), vers l'arrière et vers l'intérieur, autour de la paire de points de jonction (13) respectifs, selon deux segments matérialisés par la paire de lignes de traction (8), entraînant géométriquement, par le rapprochement mutuel des points d'attache (5), une bascule vers l'arrière de la voilure sur son axe de tangage, soit par conséquence une réduction de son angle d'incidence (A) par rapport au vent.
De la même manière, le relâchement décalé des lignes de pilotage (7) gauche et droite de l'aile. (1) en vol, provoque le rapprochement mutuel dissymétrique des dits points d'attache (5) selon le plan de symétrie (PS). Il en résulte une bascule plus forte vers l'arrière d'un côté donné de la voilure sur son axe de tangage, et une mise en virage de l'aile du côté de moins fort relâchement d'une ligne de pilotage (7).
Ainsi, le principe général de fonctionnement de l'invention est la combinaison d'un mouvement de recul vers l'arrière et de rapprochement mutuel des extrémités de l'aile (1), permettant une diminution suffisante de l'angle d'incidence de l'aile par rapport au vent pour empêcher son vol normal et donc sa force de traction. Ce mouvement est opéré par le simple relâchement des lignes de pilotage (7). Cette conséquence est obtenue par la judicieuse disposition des lignes de transfert de charge (15) et des lignes de traction (8) coopérant entre elles, et ce, sans le concours d'aucune poulie ni coulissement d'aucune ligne nécessaire lors de son pilotage courant. Un tel dispositif évite tout système de brides multiples, notamment les bridages dits « en arche », c'est à dire ayant de multiples points d'attache se reprenant successivement les uns sur les autres au bord d'attaque en partant sensiblement du milieu de ce dernier et formant par cette disposition une ligne de jonction segmentée sensiblement en forme d'arche.
Lorsque le pilote se retrouve dans des conditions aérologiques dans lesquelles il ne pourrait pas tenir et piloter une aile conventionnelle de même surface, l'aile selon l'invention n'offre pas, lorsqu'elle est choquée à son maximum, un comportement plaisant et habituel par le décrochement progressif des filets d'air sur son profil. Elle permet pour autant d'être contrôlée sereinement, mais avertit le pilote que la surface qu'il utilise est trop importante au regard de son poids et des conditions de vent du moment.
Par ailleurs, dans certaines situations, avant ou après la navigation, notamment lorsque le pilote est seul pour poser ou décoller son aile, il peut être intéressant d'aller au-delà de la bascule autorisée par le procédé selon l'invention. Dans ces situations, l'aile n'est plus en état de voler normalement comme il a été précédemment décrit mais génère encore une traînée résiduelle ou parasite qu'il peut s'avérer confortable de réduire encore davantage. Ainsi, il est possible d'ajouter au présent dispositif les variantes décrites ci-après :
Selon les figures 13 et 14, il est également possible d'obtenir un basculement total de l'aile de par la dissociation des lignes de transfert de charge (15) avec les lignes de traction (8). Ces deux paires de lignes collaborent au moyen d'un palan constitué d'un lien (31) et de deux poulies (29) et (30). Le relâchement des lignes de pilotage (7) laisse les lignes de traction (8) opérer une traction supérieure à celles des lignes de transfert (15) de part la disposition du palan. On obtient de ce fait, un basculement complet de l'aile, limité par la mise en butée mutuelle des deux poulies du palan.
Selon une autre variante illustrée à la figure 16, deux lignes de transfert de charge (15), de longueur adaptée, rejoignent en leur extrémité basse, l'extrémité sommitale d'une première ligne de traction basse (26) en un premier point de jonction tertiaire (12). Par ailleurs, deux lignes de traction (8), rejoignent en leur extrémité basse, l'extrémité sommitale d'une seconde ligne de traction basse (26") en un second point de jonction tertiaire (12"). Les deux lignes de traction basse (26, 26") ainsi décrites sont solidarisées à leur extrémité basse à proximité du pilote qui a la possibilité, par une manœuvre volontaire de sa part, de ne mobiliser que la ligne (26") reprenant la paire de ligne de transfert de charge (15). Lors de cette manœuvre, l'aile va ainsi pouvoir se coucher sur le dos tel que décrit figure 12. Par contre, lors des manœuvres ordinaires et permanentes de pilotage, ces lignes (26), solidarisées entre elles à leurs extrémités basses respectives, ne coulissent pas l'une vis à vis de l'autre, et maintiennent donc parfaitement et fermement l'aile selon sa forme habituelle en situation de vol normale. En complément de cette disposition, il est possible d'adjoindre, à proximité du pilote, un système de largage (37) sur la ligne de traction basse (26) maintenant la paire de lignes de traction (8). Un anneau (non représenté) est solidaire du point (12"), et est traversé par la ligne (26) de sorte que lors du vol normal de l'aile, les points (12 et 12") sont maintenus à proximité immédiate l'un de l'autre, formant en quelque sorte un point de liaison des lignes (15) avec les lignes (8). Selon la variante illustrée aux figures 11 et 12), au moins une poulie ou un anneau (32), (33) est intégré dans les brides (16), (17). Cette disposition est notamment utilisée en complément de la précédente. Ainsi, lors du relâchement commandé de la ligne de transfert de charge (15) coopérant avec la paire de lignes de traction (8), le dispositif selon la variante garde une répartition homogène des brides (16) et (17) sur le bord d'attaque (2) et la latte (4), et ce, quelque soit l'angle entre la dite ligne de transfert de charge et la dite latte.
Selon une autre variante (non représentée), un point de jonction (24) est disposé mobile, au regard de sa latte porteuse, sur un rail ou tout autre dispositif mécanique permettant un déplacement avant / arrière, ledit rail étant lui-même solidaire d'une latte (4) au moyen d'une nervure (25) ou bien de brides (16), (17), (18), (19. Le rail peut également être légèrement rayonné, de sorte à suivre le mouvement de bascule de l'aile en fonction du positionnement de l'axe de tangage. Ce dispositif permet d'obtenir une variation progressive de l'effort de bordé sur la barre de pilotage. En effet, plus l'angle d'incidence augmente lorsque le pilote met en tension ses lignes de pilotage (7), et plus les points de jonction (24) reculent vers le centre d'équilibre de l'aile, soulageant d'autant la charge à appliquer au moyen des dites lignes de pilotage. Selon la variante de la figure 15, les deux lignes de transfert de charge (15) et les deux lignes de traction (8), de longueurs adaptées, se rejoignent toutes par leurs extrémités basses en un point de jonction tertiaire unique (12) directement connecté à la première ligne de traction basse (26). Cette disposition particulière supprime l'usage des lignes de traction primaire (28). Selon une variante, la ligne de lobe (14) relie le point d'attache médian avec le point de jonction secondaire (13). Au contraire des lignes de transfert de charge (15) et de traction secondaire (8), cette ligne de lobe n'a pas vocation à supporter une traction permanente. Lorsque le vent est faible, elle n'est pas sollicitée. Au- delà d'une certaine force de traction dans l'ensemble de la voilure, le bord d'attaque (2) tend à se déformer sensiblement dans cette zone comprise entre le point d'attache avant (5) et le point d'attache haut avant (20), et la ligne de lobe (14) empêche toute déformation parasite du bord d'attaque.
Le point de jonction secondaire (13) selon la figure 1, et le point de jonction tertiaire (12, 12") selon la figure 15 ou 16 sont séparés du point d'attache avant (5) correspondant par la ligne de traction (8), dont la longueur est inférieure à l'envergure à plat de l'aile.

Claims

REVENDICATIONS
1/ Dispositif de bridage d'une aile courbe auto-portée à structure gonflable, comprenant une paire de points d'attache avant de lignes de traction, et une paire de points d'attache arrière de lignes de pilotage, situés de part et d'autre de l'aile respectivement à ses extrémités avant et arrière, et caractérisé en ce qu'il comporte de plus :
- au moins une paire de lignes de transfert de charge (15), supportant en continu la majeure partie de l'effort de traction, et disposées de part et d'autre d'un plan médian de symétrie (PS), en étant raccordées à l'aile en une paire de zones de liaison (Z) délimitées, sur l'extérieur par les 5/10° centraux de l'envergure, sur l'intérieur par les 2/10° centraux de l'envergure, vers l'avant par le bord d'attaque
(2), et vers l'arrière par l'axe (X) d'équilibre,
- chaque ligne de transfert de charge (15) coopérant par son extrémité basse, avec un point de jonction (13, 12), raccordé au point d'attache avant (5) respectif de l'aile par l'intermédiaire d'une ligne de traction secondaire (8), l'ensemble étant agencé pour répartir l'effort de traction entre les lignes de transfert de charge (15) et les lignes de traction secondaires (8) en continu et sans intervention du pilote.
2/ Dispositif de bridage selon la revendication 1, caractérisé en ce que la paire de lignes de transfert de charge (15) est raccordée directement au bord d'attaque (2) desdites zones de liaison (Z).
3/ Dispositif de bridage selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les lignes de transfert de charge (15) sont raccordées à une paire de nervures (25) s'étendant le long de lattes porteuses (4) pour conserver la forme du profil sur la partie concernée de la voilure de l'aile.
Al Dispositif de bridage selon la revendication 3, caractérisé en ce que les lattes porteuses (4) sont situées de part et d'autre du plan de symétrie (PS) à l'intérieur des zones de liaison (Z) est à une distance mutuelle telle, que la partie centrale de la voilure, située entre lesdites lattes, présente une surface suffisante pour permettre à la paire de lignes de transfert de charge (15) de supporter la plus grande partie de l'effort de traction, tout en laissant par ailleurs aux deux autres parties de la voilure, extérieures aux dites lattes, suffisamment de surface et de bras de levier pour permettre le basculement naturel vers l'arrière de l'aile en vol selon son axe de tangage, lors du relâchement d'une ou des lignes de pilotage (7).
5/ Dispositif de bridage selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'une nervure (25) est remplacée par au moins une bride de traction (17) solidaire d'une latte porteuse (4) au moyen d'un point d'attache central (21).
6/ Dispositif de bridage selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte des lignes de pilotage gauche (7a) et droite (7b) dont le relâchement équilibré en vol, provoque le déplacement simultané de la paire de points d'attache avant (5) vers l'arrière et vers l'intérieur, autour de la paire de points de jonction (13) respectifs, selon deux segments matérialisés par la paire de lignes de traction (8), entraînant géométriquement une bascule vers l'arrière de ladite aile sur son axe de tangage, et une réduction de son angle d'incidence (A) par rapport au vent.
Il Dispositif de bridage selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte des lignes de pilotage gauche (7a) et droite (7b) dont le relâchement décalé en vol, entraîne une bascule plus forte vers l'arrière d'un côté donné de l'axe de tangage de la voilure, et une mise en virage de l'aile du côté de moins fort relâchement d'une ligne de pilotage (7).
8 / Dispositif de bridage selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les deux lignes de transfert de charge (15) et les deux lignes de traction (8 se rejoignent toutes par leurs extrémités basses en un point de jonction tertiaire unique (12) directement connecté à la première ligne de traction basse (26).
9/ Dispositif de bridage selon la revendication 1, caractérisé en ce que les lignes de transfert de charge (15) rejoignent l'extrémité sommitale d'une première ligne de traction basse (26) en un premier point de jonction tertiaire (12), et que les lignes de traction (8) rejoignent l'extrémité sommitale d'une seconde ligne de traction basse (26") en un second point de jonction tertiaire (12"), les deux lignes de traction basses (26, 26") étant solidarisées entre elles par une liaison démontable à proximité du pilote, lequel peut actionner exclusivement la ligne (26") associée à la paire de ligne de transfert de charge (15).
10/ Dispositif de bridage selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le point de jonction primaire (24) de chaque ligne de transfert de charge (15) est disposé mobile par rapport à une latte porteuse (4) en effectuant un mouvement de translation vers l'avant sur action de l'utilisateur.
PCT/FR2005/002050 2004-08-06 2005-08-05 Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge WO2006021671A2 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE602005005350.6T DE602005005350T3 (de) 2004-08-06 2005-08-05 Vorrichtung zum Anflanschen von aufblasbarem Flügel mit Lastumschaltung
EP05796005.6A EP1802522B2 (fr) 2004-08-06 2005-08-05 Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0408730 2004-08-06
FR0408730A FR2873982A1 (fr) 2004-08-06 2004-08-06 Systeme de bridage d'aile a transfert de charge
FR0502738A FR2873984A3 (fr) 2004-08-06 2005-03-21 Systeme de bridage d'aile a trois lignes
FR0502738 2005-03-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2006021671A2 true WO2006021671A2 (fr) 2006-03-02
WO2006021671A3 WO2006021671A3 (fr) 2006-04-27

Family

ID=35429127

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2005/002050 WO2006021671A2 (fr) 2004-08-06 2005-08-05 Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP1802522B2 (fr)
AT (1) ATE388887T1 (fr)
DE (1) DE602005005350T3 (fr)
FR (1) FR2873984A3 (fr)
WO (1) WO2006021671A2 (fr)

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4018407A (en) † 1975-12-29 1977-04-19 Stanbel, Incorporated Kite
US4846424A (en) † 1988-01-29 1989-07-11 Skynasaur Inc. Controllable airfoil kite
US5000401A (en) † 1989-09-26 1991-03-19 Salvatore Barone Kite
US5417390A (en) † 1994-03-02 1995-05-23 Southwick; Jeffrey M. Controlled ram-air inflated kite with X-braced bridle and operator harness with anchor
DE20107925U1 (de) † 2001-05-10 2002-01-24 FlySurfer GmbH, 65185 Wiesbaden Leinensystem zum Steuern eines Kites
FR2847226A1 (fr) * 2002-11-14 2004-05-21 Pascal Pillon Systeme de bridage utilise pour faciliter le redecollage et permettre de deventer integralement les ailes de traction a structures gonflables
DE20220025U1 (de) * 2002-12-20 2003-04-10 Skywalk GmbH & Co. KG, 83224 Grassau Eigenstabiler Kite
DE20320389U1 (de) * 2003-12-17 2004-06-09 Boards & More Ag, Clarens Tubekite

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Also Published As

Publication number Publication date
FR2873984A1 (fr) 2006-02-10
FR2873984A3 (fr) 2006-02-10
WO2006021671A3 (fr) 2006-04-27
EP1802522B1 (fr) 2008-03-12
DE602005005350T3 (de) 2015-08-13
ATE388887T1 (de) 2008-03-15
EP1802522A2 (fr) 2007-07-04
DE602005005350D1 (de) 2008-04-24
EP1802522B2 (fr) 2013-11-20
DE602005005350T2 (de) 2008-09-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1574241B1 (fr) Aile à dièdre négatif de traction d'une charge
EP0378632B1 (fr) Mat, notamment pour bateau a voile
FR2895370A1 (fr) Aile en forme de cone avec des plages de voilure a effets opposes et une propulsion constante
EP2114762B1 (fr) Aile de traction gonflable en delta
EP1509445B1 (fr) Dispositif de commande et de securite d'une voilure de cerf-volant
EP1802522B1 (fr) Dispositif de bridage d'aile gonflable a transfert de charge
EP0151591B1 (fr) Greement, notamment pour planche a voile
FR2908382A1 (fr) Aile a diedre negatif de traction d'une charge
EP4323271A1 (fr) Aile de traction autonome
EP3509939B1 (fr) Dispositif de contrôle pour les ailes de traction
FR2992285A1 (fr) Voilier de plaisance
EP0109906A1 (fr) Planeur ultra-léger et voile pour un tel planeur
WO1999001340A1 (fr) Dispositif de stabilisation pour bateau a voile
FR2898582A1 (fr) Systeme de structure articulee pour aile de traction
FR2628698A1 (fr) Voilier de vitesse a voilure sustentatrice
FR2639605A1 (fr) Aile volante souple munie de cables tracteurs destinee notamment a tirer un bateau
EP2356019A1 (fr) Dispositif de controle pour cerf-volant de traction
WO1990005661A1 (fr) Structure de voile a caissons gonflables et dispositif de man×uvre sur un bateau muni d'un mat
FR3098187A1 (fr) Aile de traction autonome
FR2873093A1 (fr) Dispositif de controle pour ailes de traction
FR2854869A1 (fr) Aile propulsive a diedre negatif
FR2899198A1 (fr) Bateau a voiles a orientation des voiles perfectionnee
WO1998029305A1 (fr) Parapente a manoeuvrabilite amelioree
FR2866860A1 (fr) Aile a diedre negatif de traction d'une charge
FR3033765A1 (fr) Voile aile a orientation automatique

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AE AG AL AM AT AU AZ BA BB BG BR BW BY BZ CA CH CN CO CR CU CZ DE DK DM DZ EC EE EG ES FI GB GD GE GH GM HR HU ID IL IN IS JP KE KG KM KP KR KZ LC LK LR LS LT LU LV MA MD MG MK MN MW MX MZ NA NG NI NO NZ OM PG PH PL PT RO RU SC SD SE SG SK SL SM SY TJ TM TN TR TT TZ UA UG US UZ VC VN YU ZA ZM ZW

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): GM KE LS MW MZ NA SD SL SZ TZ UG ZM ZW AM AZ BY KG KZ MD RU TJ TM AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LT LU LV MC NL PL PT RO SE SI SK TR BF BJ CF CG CI CM GA GN GQ GW ML MR NE SN TD TG

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2005796005

Country of ref document: EP

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 2005796005

Country of ref document: EP

WWG Wipo information: grant in national office

Ref document number: 2005796005

Country of ref document: EP