WO2006077315A1 - Procede de locomotion aerienne et aeronef polyvalent a aile(s) gonflable(s) utilisant deux systemes de gonflage differents - Google Patents

Procede de locomotion aerienne et aeronef polyvalent a aile(s) gonflable(s) utilisant deux systemes de gonflage differents Download PDF

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WO2006077315A1
WO2006077315A1 PCT/FR2006/000110 FR2006000110W WO2006077315A1 WO 2006077315 A1 WO2006077315 A1 WO 2006077315A1 FR 2006000110 W FR2006000110 W FR 2006000110W WO 2006077315 A1 WO2006077315 A1 WO 2006077315A1
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inflatable
inflation
aircraft
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PCT/FR2006/000110
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Phiran Mau
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Phiran Mau
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C31/028—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
    • B64C31/036—Hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft having parachute-type wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
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    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/46—Varying camber by inflatable elements
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/02—Canopy arrangement or construction
    • B64D17/025—Canopy arrangement or construction for gliding chutes

Definitions

  • the present invention relates to a method of aerial locomotion. It also relates to a multi-purpose aircraft with inflatable wing (s), of the aerodyne or aerostat type, constituting a new airlift capable of combining the particularities of flying an airplane or a glider, a helicopter , or an ultralight, or a paraglider.
  • s multi-purpose aircraft with inflatable wing (s), of the aerodyne or aerostat type, constituting a new airlift capable of combining the particularities of flying an airplane or a glider, a helicopter , or an ultralight, or a paraglider.
  • the aforementioned flying apparatuses each have specific advantages in their flight technique, but they also have their own disadvantages.
  • the airplane is a very expensive device, it allows high speed travel, long distances and with a large transport capacity; however, it does not offer (at least in the areas of civil applications) the possibility of vertical takeoff / landing, nor hovering, it requires a high power consumption and maintenance action / maintenance very expensive; pilots must be very experienced and accidents are almost always deadly;
  • helicopter offers the possibility of vertical take-off / landing and hovering; however, it is also a device that is very expensive to acquire and use, has low transport capacity relative to the power consumed, and can only be operated by extremely experienced pilots. ; on the other hand, helicopter accidents are almost always deadly;
  • the paramotor or the paramotor carriage takes the advantages of paragliding (lightness, compactness, low cost, easy piloting) since it evolves with a paragliding wing, with an additional advantage of being able to take off from a flat terrain, thanks to the motorization.
  • it also retains the disadvantages, in particular the formation in slope school, aerological conditions of flight and the risks of closure of the wing always present, but especially the very great difficulty to make an easy takeoff, due, the weight of the engine to be worn on the shoulders and that must be managed in addition to the takeoff itself (in the case of the paramotor), or the difficulty of raising the wing appropriately above the chassis (in the paramotor carriage case);
  • I 1 pendulum ULM, class 2 is an aircraft with a compromise safety / management / price, probably the most interesting so far. Indeed, the steering, while remaining delicate is a little simpler than a multiaxis, but the landing is still very difficult and the risk of serious accident remains high in case of engine failure.
  • the present invention proposes to make a new motorized aircraft to bring together, in a single machine, the advantages of the five types of equipment mentioned above, avoiding their respective disadvantages.
  • a non-carrier gas compressed air, for example
  • a carrier gas helium or hydrogen
  • inflate the wing - by means of a non-carrier gas (compressed air, for example) or a carrier gas (helium or hydrogen) blown into the volume of the inflatable wing via orifices provided with inflation valves arranged near the trailing edge of the wing, or - by means of the exhaust gases produced by the combustion engine of the apparatus and fed to the inflatable volume of the wing by a supply line opening into said volume, or - by means of at least a portion of the current or flow of gaseous fluid blown by the propeller propeller fitted to the apparatus.
  • a non-carrier gas compressed air, for example
  • a carrier gas helium or hydrogen
  • a first object of the invention is to overcome this disadvantage.
  • this object is achieved by means of a method applicable to a multi-purpose aircraft comprising, on the one hand, a cockpit equipped with at least one motorized thruster capable of providing an overhead movement of said aircraft and, on the other hand, at least one inflatable flexible wing, comprising an upper fabric or flexible upper surface and a lower fabric or flexible lower surface defining an inflatable volume and defining, in deployment situation, a leading edge or leading edge and a posterior edge or trailing edge, this process being notably remarkable in that the inflation and the maintenance in the inflated state of the inflatable wing are obtained by the implementation, concurrently or successively, of two distinct inflation systems or a first inflation system employing a device or arrangement for blowing a pressurized gas into all or only a portion of the inflatable volume of the wing, and one or more an inflating system using the air intake, in flight situation, in all or only a portion of said inflatable volume, through air inlet openings provided along the leading edge of said airfoil and opening into the inflatable volume thereof.
  • the polyvalent aircraft to which the invention applies is of the type comprising, on the one hand, at least one cockpit equipped with at least one motorized thruster capable of providing an overhead movement of said aircraft, and, on the other hand, on the one hand, at least one inflatable flexible wing comprising an upper fabric or flexible upper surface and a lower fabric or flexible lower surface defining, - AT -
  • an inflatable volume and defining, in deployment situation, a leading edge and a trailing edge this aircraft being notably remarkable in that it is arranged to authorize the implementation, concurrently or successively, of two systems for the purpose, on the one hand, a device or an arrangement for blowing a gas under pressure in all or in only part of the inflatable volume of the wing, and, on the other hand, on the other hand, air inlet openings distributed along the leading edge of the wing and opening into the inflatable volume thereof to allow the admission of air in all or only part of the inflatable volume , in flight situation, when the internal pressure in the inflatable volume of the wing is less than the external pressure.
  • the pressurized gas is blown or the inflatable air is admitted into the entire inflatable volume of the wing and the inlet openings. air are fitted with non-return valves.
  • an intermediate fabric or intermediate flexible wall is disposed between the flexible upper surface and the flexible lower surface, so that the total inflatable volume consists of two superimposed inflation chambers, variable capacity, a first inflation chamber into which the air inlet openings provided along the leading edge of the wing and with or without a non-return valve, and a second inflation chamber, preferably disposed below said first chamber and into which opens the gas inlet pipe under pressure.
  • the motorized thruster fitted to the aircraft according to the invention is constituted by a propeller, driven in rotation by a heat engine or an electric motor, or by a turbine engine, or by a turboprop, or by a reactor, or by a turbojet engine; whose operation generates a current or flow of gaseous fluid, and said aircraft comprises an arrangement for recovering and blowing at least a portion of the current or flow of gaseous fluid blown by said propellant, inside the inflatable wing, so as to achieve the inflation and, optionally, the maintenance in the inflated state of the latter, during flight.
  • the aircraft is equipped or arranged to be equipped with a bottle or tank of pressurized gas (compressed air, nitrogen, helium, hydrogen, ...) for inflating the inflation volume or the second inflation chamber of the inflatable wing.
  • pressurized gas compressed air, nitrogen, helium, hydrogen,
  • the method and the versatile aircraft according to the invention provide, according to their possible modes of implementation or execution, several advantageous advantages such as, for example:
  • the air inflatable flexible wing acts as a reserve parachute
  • the inflatable flexible wing or each inflatable flexible wing is connected to the driving position, for example to the fuselage of the aircraft, on the one hand, by at least one spacer element rigid, for example constituted by a tubular column or a rigid mast, and, secondly, by flexible holding elements, for example of the kind suspension and lift, and said rigid mast is connected to the chassis or the fuselage of said aircraft by means of an articulation allowing a pivoting of said rigid mast from front to rear and vice versa, stops, preferably adjustable, limiting the amplitude of this pivoting.
  • the rigid spacer has a variable length of limited amplitude. More specifically, the rigid spacer element is attached to the wing by means allowing a movement of limited amplitude of said wing, relative to the top of said rigid spacer element, parallel to the axis of the latter.
  • the wing has the ability to move freely, especially in the vertical direction, relative to the cockpit of the aircraft, the amplitude of this movement is limited.
  • the two types of fastening elements (rigid mast and suspension and flexible lifts), have the function of receiving and distributing the traction forces related to the weight of the driver's position that the wing must support.
  • These two types of fasteners function in a synergistic and complementary manner. Indeed, the lines are fixed and distributed over the entire surface of the lower surface of the wing and thus advantageously distribute the traction forces to the entire surface of the lower surface thereof.
  • inflating the inflatable volume or the inflatable chamber of the wing is effected by means of at least a portion of a current or flow of descending air produced by a motorized propeller. installed in the central part of said inflatable airfoil.
  • the current or air flow generated by the propeller allows both the inflation of the wing and the vertical movement of the aircraft which is thus endowed with a vertical take-off and landing capability.
  • Figure 1 is a front view, schematic, of a first example of an aircraft according to the invention in the form of self-supporting inflatable flying wing.
  • FIG. 2 is a perspective view of a second example of an aircraft made in the form of a self-supporting inflatable flying wing.
  • Figure 3 is a front view, schematic, of another example of execution of the aircraft according to the invention, made in the form of aircraft or il. LM.
  • Figure 4 is a perspective view of this embodiment.
  • FIG. 5 is a diagrammatic cross-sectional view along line 5-5 of FIG. 6, illustrating an embodiment in which the wing comprises a single inflation volume.
  • Figure 6 is a partial plan view of the middle part of the wing.
  • Figure 7 is a sectional view taken along the line 7-7 of Figure 6.
  • Figures 8 and 9 are views similar to Figures 5 and 7, respectively, and illustrating the inflation of the wing by means of a gaseous fluid under pressure, prior to the take-off phase and the flight phase.
  • Figure 10 is a view similar to Figures 5 and 8 and illustrating the inflation of the wing by air intake, in flight phase.
  • Figure 11 is a schematic cross-sectional view along the line 11-11 of Figure 12, and illustrating an embodiment wherein the wing has two superimposed inflation chambers.
  • Figure 12 is a partial view, in plan, of the median part of this wing.
  • Figure 13 is a sectional view along the line 13-13 of Figure 12.
  • FIGS. 14 and 15 are views similar to FIGS. 11 and 13, respectively, and illustrating the inflation of the lower inflation chamber of the wing, by means of a stream or flow of gaseous fluid generated by the motorized propulsion unit of the aircraft, prior to the take-off phase and the flight phase.
  • FIG. 16 is a view similar to FIGS. 11 and 14 illustrating the inflation of the upper inflation chamber of the wing, by admission of air, in the gliding phase, the motorized thruster being stopped.
  • Figure 17 is a view similar to Figures 11, 14 and 15 and illustrating the inflation of the two superimposed chambers of the wing by means of two separate inflation systems implemented concurrently.
  • FIG. 18 is a schematic view, in cross-section along the line
  • Figure 19 is a partial view, in plan, of the middle part of this wing.
  • Figure 20 is a sectional view along line 20-20 of Figure 19, before inflation of the lower chamber.
  • FIGS. 21 and 22 are views similar to FIGS. 18 and 20, respectively, and illustrating the inflation of the lower inflation chamber of the wing, by means of a pressurized gas supplied by a bottle or tank or by a compressor, prior to the take-off phase.
  • Figure 23 is a view similar to Figures 18 and 21 and illustrating the inflation of the two superimposed chambers of the wing by means of two separate inflation systems implemented concurrently.
  • Figure 24 is a schematic view of the arrangement for guiding the inflatable wing aircraft during flight.
  • Figure 25 is a schematic view of an embodiment of the system allowing the wing to move freely in the vertical direction, relative to the driving position, and the device limiting the amplitude of this movement.
  • Figures 26 and 27 are detail views, in perspective and schematic, showing embodiments of the frame elements of the inflatable wing.
  • Figure 28 is a perspective view of an exemplary embodiment of the aircraft in the form of aircraft or U.L.M. biplane type.
  • Figure 29 is a perspective view of another example of implementation of the invention in the form of a biplane type aircraft.
  • FIG. 30 is a perspective view of an exemplary embodiment of the aircraft in the form of a paramotor.
  • the aircraft to which the invention applies have at least one cockpit 1, an inflatable flexible wing 2 generally disposed above and at a distance therefrom, and a powered propulsion device or propulsion device 3 capable of providing a aerial movement of said aircraft.
  • FIGS. 1, 2, 3, 4, 28, 29 and 30 Such aircraft are shown, by way of example only, in FIGS. 1, 2, 3, 4, 28, 29 and 30.
  • the other constituent parts are specific to the type of vehicle concerned (powered flying wing, airplane, helicopter, etc.).
  • the inflatable profiled wing 2 is generally comparable to a paraglider wing. It can be made of lightweight fabric, airtight and very resistant such as polyester fabric, polyamide fabric, spinnaker cloth, etc.
  • It may consist of two superimposed flexible webs assembled along their edges, either an upper web or extrados wall 4 and a lower web or intrados wall 5 delimiting, between them, a closed inflation volume 6 (FIGS. 10) and defining in the deployed position a leading edge 9 and a trailing edge 16.
  • the inflatable wing 2 may comprise a web or separating wall 7 disposed between the upper surface 4 and the lower surface 5, so as to delimit, between the latter, a first upper inflation chamber 6A and a second lower inflation chamber 6B, as illustrated, for example, in FIGS. 1 and 11 to 23.
  • the inflation volume 6 or the superimposed inflation chambers 6A, 6B are partitioned by flexible transverse separation elements 8 or 8a,
  • the inflation and, optionally, the maintenance in the inflated state of the wing are obtained by the implementation, concurrently or successively, of two different inflation systems, ie a first inflation system using a device or arrangement for blowing a pressurized gas into all or only part of the inflatable volume of the wing, and a second inflation system using the air intake, in flight situation, in all or in only a portion of said inflatable volume, through air inlet openings 12, provided along the leading edge 9 of the wing and opening into the inflatable volume 6 or 6A of said wing.
  • two different inflation systems ie a first inflation system using a device or arrangement for blowing a pressurized gas into all or only part of the inflatable volume of the wing, and a second inflation system using the air intake, in flight situation, in all or in only a portion of said inflatable volume, through air inlet openings 12, provided along the leading edge 9 of the wing and opening into the inflatable volume 6 or 6A of said wing.
  • the versatile aircraft according to the invention is arranged to authorize the implementation, concurrently or successively, of two different inflation systems, said aircraft comprising, for this purpose, on the one hand, a device or an arrangement for injecting a gas under pressure in all or only part of the inflatable volume of the wing, and, secondly, air inlet openings 12 distributed along the leading edge 9 of the wing 2 and opening in the inflatable volume thereof to allow the admission of air in all or in only part of said inflatable volume, in flight situation.
  • the inflatable wing comprises a single inflation volume 6 delimited by the extrados walls 4 and 5.
  • the air inlet openings are provided with non-return valves 13.
  • a supply line 14 for introducing the gas under pressure into said volume.
  • Figures 8 and 9 illustrate the inflation of the wing before take-off.
  • the gas under inflation pressure is blown and distributed in the volume 6 (according to arrows of Figures 8 and 9) of the wing 2, until it has the desired rigidity to allow takeoff.
  • the air inlet openings 12 are closed off by the non-return valves 13, so as to prevent the gas introduced into the volume 6 from escaping.
  • Figure 10 illustrates the inflation of the wing by admission of air in the volume 6, in a gliding situation.
  • the check valves 13 are open under the effect of the force of the wind or the speed of flight and let the air through the openings 12, while the introduction of pressurized gas into said volume is stopped.
  • the inflatable wing 2 comprises two superimposed inflation chambers, namely a first upper chamber 6A defined by the extrados wall 4 and the flexible separating wall 7 and a second lower chamber. 6B delimited by the intrados wall 5 and said separating wall 7.
  • the supply line 14 for introducing the gas under pressure into the inflatable wing 2 opens into the lower chamber 6B, and in the central part of said wing, preferably at a reduced distance from the leading edge 9 of said wing.
  • Figures 14 and 15 illustrate the inflation of the lower chamber 6B of the wing 2, prior to takeoff.
  • the gas under inflation pressure is blown and distributed in the lower chamber 6B (arrows) until the wing 2 has the desired stiffness to allow takeoff.
  • the lower chamber 6B can occupy all or almost all of the general volume delimited by the flexible walls of extrados 4 and intrados 5, thanks to the flexibility of the separating wall 7.
  • Exhaust ports 15 communicating the chambers 6A and 6B may be provided in the partition wall 7, near the trailing edge 16 of the wing 2 ( Figure 14). These orifices make it possible to introduce, in the chamber 6A, at least a portion of the gaseous inflation fluid injected into the chamber 6B. Such an arrangement makes it possible to further promote the possibilities of inflating the chamber 6A, the gaseous inflation fluid (in addition to the air generated by the wind or the speed of flight which penetrates through the openings 12 of the leading edge) allowing to increase the inflation performance of the wing 2. Thanks to the presence of the communication ports 15, it also increases the synergy in the operation of the two wing inflation systems. In the take-off preparation phase, the air intake openings 12 are closed off by the non-return valves 13.
  • FIG. 16 illustrates the wing in a hovering situation, the admission of the gaseous inflation fluid into the chamber 6B being stopped.
  • the check valves 13 open under the effect of the force of the wind or the speed of flight and let the air into the chamber 6A through the air intake openings 12.
  • FIG. 17 shows the wing 2 in a flight situation according to which the two inflation systems are implemented concurrently, these two systems that complement each other and work in synergy by inflating the total inflation volume of said wing delimited by the canopies of extrados 4 and intrados 5.
  • the inflatable wing 2 comprises two inflation chambers 6A and 6B
  • the presence of the separating wall 7 ensures the state of the chamber 6B sufficiently pressurized and deployed, without the need to use the check valves 13 to maintain the internal pressure of the wing. In a way, the separating wall 7 can compensate for the absence of the non-return valves 13.
  • the two embodiments of the invention described above are more specifically intended for aircraft whose translational movements are provided by a motorized thruster, for example constituted by a propeller, driven in rotation by a heat engine, or by a electric motor, or by a turbine engine, or by a turboprop, or by a reactor, or by a turbojet, the operation of which generates a stream or flow of gaseous fluid blown by said propellant, inside the volume 6 or the chamber 6B inflation of the wing, so as to achieve the inflation and maintenance in the inflated state of the latter, during flight.
  • a motorized thruster for example constituted by a propeller, driven in rotation by a heat engine, or by a electric motor, or by a turbine engine, or by a turboprop, or by a reactor, or by a turbojet, the operation of which generates a stream or flow of gaseous fluid blown by said propellant, inside the volume 6 or the chamber 6B inflation of the wing, so as to achieve the inflation and maintenance in the inflated state of
  • FIGS. 18 to 23 differs from that shown in FIGS. 11 to 17 in that a valve or non-return valve 17 is mounted on the feed pipe 14. in gaseous inflating fluid, the inflation chambers 6A and 6B being also separated in a sealed manner by a separating flexible wall 7.
  • This mode of implementation allows the inflation of the wing by means of an auxiliary inflation device, for example constituted by a bottle of gas tank (helium, nitrogen, hydrogen, ...) or by an air compressor.
  • Figures 21 and 22 show the inflation of the lower chamber 6B of the wing 2, prior to takeoff.
  • the gas under inflation pressure is blown and distributed in the chamber 6B (according to arrows) until the wing has the desired stiffness or rigidity to allow take-off, after which the valve 17 is closed, so as to stop the admission of pressurized gas into the chamber 6B.
  • FIG. 23 shows the wing 2 in flight situation, the motorized thruster ensuring the translation of the aircraft being actuated or stopped, the non-return valve or valve 17 being closed.
  • the pressurized gas contained in the lower chamber 6B maintains it in the inflated state, while the non-return valves 13 are open under the effect of the wind force and / or the speed of the flight and let the air into the upper chamber 6A through the openings 12 distributed along the leading edge 9 of the wing.
  • the two inflation systems can inflate the total inflation volume of the wing including the 6A and 6B chambers, these two systems complementing and working in synergy.
  • the inflation of the wing 2 by the relative wind that enters the air intake openings 12 is a vital safety in flight, it thus allows to inflate all or almost all the volume of the wing delimited by the extrados fabrics 4 and intrados 5 of the latter, in the case where the chamber 6B would deflate or could not be maintained in the inflated state, for example as a result of puncture of the intrados web.
  • the flexible and light inflatable wing or wing according to the invention is fixed to a rigid element of the driving position, preferably to the fuselage 18 of the apparatus, both by at least one rigid spacing element 19, for example constituted by a tubular column or a rigid mast, and by a plurality of flexible holding elements 20 of the type suspension or lift.
  • These fastening elements have a length allowing to provide a sufficient distance between the driving station 1 and the inflatable wing 2.
  • the flying wing has at least one attachment pin 21, fixed to the driving position (fuselage or other), to receive the lines and risers 20.
  • driving position 1 for example installed in a fuselage 18 can be mounted on a frame 22 provided with wheels 23 ( Figure 2).
  • frame elements 24 and 25, for example made of light alloy or composite materials, can be fixed to the upper part of the carrier column 19 and are installed in the closed volume of inflation 6 of the wing, especially when it comprises a single inflation volume.
  • frame members 24 and 25 serve, among other things, to provide a semi-rigid structure to the inflatable wing, allowing it to cope with much greater flight conditions. difficult than those that are supported by conventional paragliding wings, while avoiding the risk of closures. In this way, the wing can evolve in flight conditions close to those of aircraft, especially in strong winds and rainy weather.
  • frame members 25 also have the function of forming a contoured wing shape to the closed inflation volume 6, in the central part of the wing, which has the effect of: to facilitate the inflation of the whole of said closed inflation volume by guiding the movement of the flow of air or other gaseous fluid, to promote the maintenance of the profiled shape of the wing 2 as a whole, including its parts flexible, especially areas near its edge that tend to deform easily in a turbulent flight situation.
  • These frame members 24, 25 are mainly located in the central part of the wing 2; one of these elements consisting of a spar 24 may be placed longitudinally at the leading edge 9 of the wing, over a long length, while other frame members constituted by reinforcements 25 have the shape of an aircraft wing profile and are oriented transversely, from the leading edge 9 to the trailing edge of the inflatable wing. These reinforcing elements 25 are attached to the upper and lower canopies 5, respectively.
  • the frame members 24 and 25 have the function of providing, inter alia, a semi-rigid structure to the inflatable wing, and allow In this way, the inflatable wing 2 can work more effectively in compression thanks to the presence of the rigid carrier spacer element 19 which fixes it to the driving position 1, preferably to the fuselage 18 of the apparatus.
  • the retractable spar 24 is positioned longitudinally and located close to the leading edge 9. Consequently, the retractable spar 24 makes it possible to compact the wing of the lateral ends towards its longitudinal center.
  • the frame members 25 of the present invention have a streamlined shape of aircraft and are installed only in the central part of the wing 2, thus providing the profiled shape of the wing 2 in its middle without inflation, also facilitating the inflation of the whole of said closed inflation volume by guiding the movement of the flow of air or other gaseous fluid, while promoting the maintenance of the profiled shape of the entire wing 2, including at its flexible part, and above all allowing the inflatable wing 2 to work more effectively in compression in the presence of rigid carrier spacing element 19.
  • the spar 24 located at the leading edge of the wing may consist of three rigid parts, a tubular central portion 24a and two end portions 24b mounted with axial sliding ability in said central portion.
  • the spar 24 thus has a variable length. This arrangement makes it possible, on the one hand, to have, in flight situation, a longitudinal member of great length, favoring the maintenance in all circumstances of the deployed form of the inflatable wing, and, on the other hand, to allow better compaction of the inflatable wing and to reduce the congestion of the latter, when the apparatus is not used.
  • the spar 24 can be constituted of a single piece, having a shorter length but still sufficient to fulfill the functions of stiffening wing 2 and the maintenance of it in deployed state, in flight situation.
  • the piloting of the aircraft can be carried out by the combination of the following two actions: changing the plane of inclination of the wing 2, by changing the angular position of the rigid carrier spacer member 19 of said wing, relative to the vertical;
  • the change of plane of inclination of the wing 2 allowing the piloting of the aircraft can be obtained by a device as schematically illustrated in FIG. 24.
  • the carrier spacing element rigid 19 of the wing 2 is connected to the frame 22 of the machine, via the fuselage 18, by a hinge type pivot 26 allowing it to pivot back and forth, above said fuselage and in the meaning of the length of it.
  • the axis 27 of this pivot type articulation is parallel to the ground (when the aircraft is stationary) and perpendicular to the fuselage of the aircraft.
  • the lower part of the rigid carrier spacer element 19 is disposed between two stops 28a, 28b, judiciously placed in front of and behind said element, respectively, to limit the maximum amplitude of the angle of possible pivoting thereof around its axis of articulation 27.
  • the positions of these two stops 28a, 28b can be adjustable by suitable mechanical means, known per se, so that it is possible to adjust at will maximum amplitude of the permitted pivot angle that can be made by the rigid carrier spacer element 19, as well as the position of the pivot angle relative to the vertical.
  • At least a part of the current or gas flow generated by the operation of the device of propulsion or motorized thruster 3, is insufflated inside the inflatable wing 2 to ensure inflation and maintenance in the inflated state thereof.
  • Two types of embodiment of the aircraft with inflatable wing (s) according to the invention can be distinguished according to the direction and the direction of arrival of the gas blast in the closed volume 6 or in the chamber 6B of the wing 2, that is:
  • the gaseous fluid breath has a descending vertical path and penetrates, from above, into the closed inflation volume 6 or into the chamber 6B of the inflatable wing 2 through an opening formed in the fabric upper or upper surface 4 of the latter, and, if necessary, through an underlying opening provided in the flexible dividing wall 7;
  • the gaseous fluid breath has an ascending vertical path and penetrates, from below, into the closed inflation volume 6 or into the chamber 6B of the inflatable wing 2 through an opening formed in the lower canvas or intrados wall 5 of said inflatable wing.
  • the surface of the wing 2, the degree of resistance and the strength of the canvas in which it is made, the power of the motorized thruster 3, are determined according to the total weight to be transported by air.
  • the propulsion device 3 consists of a propeller driven in rotation by a motor 29, for example a heat engine, installed on the cockpit 1, for example on the fuselage 18, and coupled to said propeller via a transmission shaft 30.
  • the latter can advantageously be housed in the support column 19, so as to prevent the rotating element formed by said transmission shaft 30 from coming into contact with each other, during operation, with the external environment.
  • the propeller 3 is housed axially in a rigid tubular suction mouth 31 disposed in the central part of the inflatable wing 2 and passing through superimposed openings formed, respectively, in the upper fabric 4 and in the flexible separating fabric 7.
  • tubular mouth opens into the lower inflation chamber 6B of the wing 2, and its function is to allow air flow down through the walls 4 and 7 of the wing. It is attached to the top of the carrier spacer 19 and to the canvases 4 and 7.
  • the propeller or rotor 3 is positioned horizontally or approximately horizontally, like the main rotor of a conventional helicopter.
  • the motorized propeller 3 performs two functions simultaneously:
  • the air blast produced by the rotation of the propeller is directed into the inflation chamber 6B and penetrating into the latter, it ensures the inflation of the wing and thus gives it its wing-like shape. desired plane.
  • this central opening 32 may be equipped with a device (not shown) allowing its partial or total closure.
  • This device can be constituted by a retractable flexible canvas or flap installed on the lower fabric 5, near the opening 32.
  • the function of this device is to cover or temporarily close said opening, in the case where the aircraft is in a gliding situation with the engine stopped. Indeed, in this situation, the closing of the central opening 32 by means of a retractable flap has the advantage of increasing the total useful area of the intrados web 5 and the lift of the wing 2 and, consequently , improve all the performance of the latter.
  • the retractable flexible flap can be actuated by the pilot of the aircraft, for example by means of a control cable.
  • the pilot actuates the retractable flexible flap, so as to return the latter to its initial folded state, in order to open the opening 32 located below the propeller 3, so that said opening can perform its function when said motorized thruster 3-29 is in operation.
  • the other part of the air blast generated by the rotation of the propeller is blown into the inflation chamber 6B of the wing 2.
  • the part of the air flow (shown by the arrows of FIGS. 14 to 17) having passed through the inflation chamber 6B of the wing 2, is then evacuated by exhaust apertures 33 judiciously provided in the lower fabric 5 of the wing 2, for example near the trailing edge and the ends thereof. ci ( Figure 2).
  • certain orifices 33 may also have the role of rejecting rainwater possibly entering the wing 2, during flight.
  • the air used for inflating the wing 2 is then discharged at the lower surface thereof, through the exhaust ports 33, which generates a thrust force which also promotes the upward movement of the apparatus in synergy with the air suction process at the upper surface of the wing.
  • a second motorized propeller 34 or a reactor capable of translational movement of the aircraft, at the fuselage 18.
  • This second motorized thruster 34 may be installed at the front of the fuselage 18 ( Figure 29) or at the rear of said fuselage ( Figure 2).
  • part of the air blast generated by the motorized propeller 3-29 is used to inflate the airfoil. profiled wing.
  • the aircraft according to the invention can be compared to a helicopter with a very light aircraft wing: it combines the advantages of the helicopter and the airplane.
  • it considerably reduces the disadvantages of these two types of aircraft thanks to the very lightness of its inflatable wing 2, its much simpler and safer operating principle, and its flight technique comparable to that of the classic paragliding and much easier to approach.
  • this embodiment it is preferable to apply this embodiment to aircraft having a wing 2 comprising two superimposed inflation chambers 6A and 6B able to be inflated by means of two inflation systems, concurrently or otherwise, in order to to obtain optimum efficiency in the operation of the wing.
  • the aircraft can also be designed with a wing provided with a single inflation volume 6, and having non-return valves 13, known per se, installed on the orifices. air intake 12 distributed along the leading edge 9.
  • FIGS. 3 and 4 illustrate an embodiment of the aircraft according to the invention in the form of an inflatable wing airplane, according to which the flow of gaseous fluid blown in by the second inflation system and ensuring the inflation of the volume 6 or the chamber 6B of said wing makes an upward vertical path.
  • the motorized thruster (propeller 3 or reactor) is positioned at the fuselage 18.
  • this motorized thruster is constituted by a propeller 3, it is preferably installed in front of said fuselage 18.
  • the motorized thruster thus installed is called to perform two simultaneous functions:
  • a propulsion and thrust function allowing the flight in translation, identical to that filled by the propulsion device of conventional aircraft; a source of current production or flow of gaseous fluid under pressure for inflating the closed inflation volume 6 of the wing 2, or the lower inflation chamber 6B delimited, respectively, by the upper and lower canvases 5 and 5, or by the lower canvases 5 and separator 7.
  • a gaseous fluid inlet mouth 35 is installed near and behind the thruster 3 (FIG. 4).
  • This inlet mouth 35 whose function is to capture a part of the current or flow of gaseous fluid produced by the operation of said propellant, communicates with the closed inflation volume 6 or with the chamber 6B of the wing 2 via a duct comprising, for example, a semi-rigid gas duct 14 connected to a supporting tubular column 19 which opens into said inflation volume 6 or into the chamber 6B after passing through the lower fabric 5.
  • the gas conduit 14 can directly convey the gaseous fluid in said inflation volume or in the chamber 6B after passing through the lower fabric 5.
  • This gas conduit may have a semi-rigid structure, and for this purpose, be made with canvas combined with rigid frame elements which serve to give the desired shape to said gas duct.
  • the air or other gaseous fluid captured by the inlet mouth 35 is then conveyed in the gas line 14, then in the carrier column 19 constituting the rigid holding element, before opening into the closed volume 6 or in the lower chamber 6B, ensuring the inflation of the wing to give it the desired wing shape aircraft.
  • the air duct or other gaseous fluid constituted by the duct 14 and, possibly, by the carrier column 19, may be provided with orifices (not shown), in its lowest part, in order to allow the evacuation of the rain water or other liquid possibly infiltrated into said conduit.
  • the inlet mouth 35 of the pipe 14-19 may have an adjustable section.
  • the exhaust ports 33 judiciously distributed in the surface of the lower fabric 5 of the wing 2 allow the evacuation of excess air or other gaseous fluid blown into the inflatable volume 6 or into the inflatable chamber 6B, by the action of the motorized thruster 3.
  • the carrier column 19 serves two functions:
  • the device thus configured is similar to an airplane with a very light wing.
  • a conventional airplane rigid wing
  • it has the following advantages: - to be much lighter, to consume less fuel, to be easier to manufacture and, consequently, to be less expensive, to be much easier to fly (close paragliding control) and offers increased safety in case of accident, thanks to its ability to glide easily.
  • an inflatable wing 2 consisting of two inflation chambers 6A and 6B, in order to obtain maximum efficiency in the operation of the wing 2.
  • the aircraft can also be designed with an inflatable wing 2 provided with a single inflation volume 6, and having check valves 13 installed on the air inlet ports 12 distributed on the along the leading edge 9 as described above.
  • a cage or safety net 36 can be arranged around these rotating members ( Figures 2 and 29).
  • At least one connecting portion 14a of the line 14 for recovering and conveying the gaseous inflation fluid to the rigid carrier column or other rigid carrier spacer element 19, is made of a flexible material allowing, on the one hand, angular movements of said spacer element by relative to said pipe 14 and, secondly, a limited degree of freedom, in particular vertical, of the inflatable wing 2 with respect to the rigid holding element 19.
  • the ends of the pipe 14 made in a rigid material and the rigid holding member 19, can be connected by a flexible tubular connector 14a.
  • a second flexible tubular connection 14a can connect the rigid holding member 19 to the flexible wing 2, in order to offer the latter the possibility of moving freely, in particular in a vertical movement (up and down), by relative to the rigid holding member 19, but in a limited manner.
  • the rigid carrier spacer element 19 must both rigidly connect the flexible wing 2 to the fuselage 18, while allowing a limited freedom of movement, including the vertical one.
  • This limited freedom of movement of the flexible wing 2 with respect to the fuselage 19 and with respect to the rigid carrier spacer element 19, has the function of allowing an optimal operation of the wing 2, being recalled that said wing is connected to the fuselage 18 of the apparatus both by said rigid carrier spacing member, and by flexible holding members 20 of the type hangers or elevators.
  • the two fastening elements namely the rigid carrier spacing element 19 and the lines and risers, have the function of receiving and distributing the tensile forces related to the weight of the aircraft that must support the wing, these two fasteners operating in a synergistic and complementary manner.
  • the lines 20 are fixed and distributed over the entire surface of the lower surface of the wing 2, and thus advantageously distribute the traction forces to the entire surface of the lower surface of said wing.
  • the rigid holding element 19 offers a limited degree of freedom of movement between the flexible wing 2 and said spacer element rigid carrier 19, in particular the vertical movement, all the lines can operate effectively in their operation in tension, in flight situation.
  • the rigid carrier spacer element 19 being also connected to the wing 2, therefore also supports a part of the totality of the traction forces.
  • the flexible wing 2 while being integral with the fuselage 18, has a certain freedom of movement with respect thereto, thanks, on the one hand, to the existence of the pivot-type connection 26 between the rigid carrier spacing element 19 and the fuselage 18, and secondly, thanks to the specific connection between said rigid carrier spacing element 19 and the wing 2 in which the latter has a limited ability to move by relative to said rigid carrier spacer member 19, particularly in a direction parallel to the axis of said member, i.e., substantially in the vertical direction.
  • FIG. 24 and, especially FIG. 25, illustrate, schematically, an example of an arrangement making it possible to confer a freedom of movement of limited amplitude of the wing 2 with respect to the top of the carrier column 19, in particular in a direction parallel to the axis of the latter.
  • the latter is provided at its upper part with two superposed rings 37a and 37b inside which is inserted a secondary holding shaft 39.
  • the secondary holding axis 39 acts as an intermediate link between the rigid spacer 19 and the wing 2, and its presence contributes to obtaining the limited freedom of movement between said rigid spacing element 19 and said wing 2.
  • the secondary holding axis 39 has two stops 39a, 39b, the stopper 39a prevents it from descending through the rings 37a and 37b, while the stopper 39b keeps it secured to the upper part of the rigid spacer 19, so that the secondary holding shaft 39 is secured to of the el ment of rigid spacer 19 and can not move away slightly, by the positioning of two superimposed rings 37a, 37b, which are placed between the two stops stop 39a, 39b.
  • This provision allows the secondary support shaft 39 to be held integral above the rigid spacer 19, while having a freedom of movement (upward and downward) relative thereto.
  • This arrangement also allows the secondary axis 39 supporting the wing 2 and, therefore, the latter, inclination movements of limited amplitude, in all directions, with respect to the rigid spacer 19.
  • the secondary holding axis 39 is connected to the inflatable wing 2 by means of a pivot type connection 38 with a longitudinal frame element 24, which frame element 24 is fixed to the flexible wing 2.
  • This pivot connection 38 is situated in the median part of the flexible wing 2, close to its leading edge 9.
  • the system consisting of the two rigid connecting elements 19 and 39 and the particular arrangement of the latter make it possible to on the one hand, to maintain the wing 2 above and away from the fuselage 18, when the aircraft is on the ground, and on the other hand, to give the inflatable wing 2 all the freedom of movement necessary for its optimal operation in flight phase.
  • the aircraft has at least one attachment axis 21, fixed to the driving position 1 (fuselage or other) as indicated above, to receive the lines and lifts 20 and allow to fix and distribute them over a wide and a wide range. more or less important attachment surface.
  • the choice of materials to manufacture the attachment shafts 21 must make it possible to achieve a gradual increase in the flexibility of the attachment shafts 21 as the hooking points of the lines laterally move away.
  • the attachment axis 21 or each attachment axis 21 having an elastic bending capacity has a degree of flexibility increasing towards its or each end (s) free (s) so as to thus present one or more end portions 21a deformable (s) elastically.
  • FIG. 28 shows an aircraft made in the form of a biplane device comprising two planes of lift and, more specifically, two inflatable wings 2A, 2B made in the manner previously indicated, with the aim of increasing the surface of the wing, in particular in the case of a high flying total weight.
  • These inflatable wings 2A and 2B are offset relative to each other, vertically and in the longitudinal direction.
  • An air intake opening 35 is installed near and behind the motorized thruster 3.
  • Part of the air or other gaseous fluid blown into the mouth 35 by the action of the motorized thruster 3 is conveyed to the inflation volume of the wing 2A via a conduit comprising, for example, a line 14A and a carrier column 19A connected to said conduit, and another portion of the air or other gaseous fluid blown into said mouth is conveyed to inflation of the wing 2B through a conduit comprising, for example, a branch 14B connected to the line 14A and a carrier column 19B connected to said branch.
  • a device of the biplane type comprising an inflatable wing 2A which can be deployed and maintained in a deployed situation by a current or air flow. or other gaseous fluid injected from above into the inflating volume of said wing, and an inflatable wing 2B which can be inflated and maintained in a swollen position by a stream or air flow or other gaseous fluid blown from below into the volume inflating said wing 2B (Figure 29).
  • These two wings 2A, 2B may have a configuration identical to that of the different embodiments of the wing 2 previously described and illustrated by the figures of the drawings; they are simply adapted, in their central part, to the type of motorized thruster used to perform their inflation.
  • the inflation of the wing 2A is provided by a method and a device similar to those previously described in connection with FIGS. 1 and 2, whereas the inflation of the wing 2B is obtained by the implementation of a method and a device according to which a portion of the current or air flow generated by the operation of the motorized thruster 3 is conveyed to the air intake opening of the second inflatable wing 2B via a conduit comprising, for example, a line 14C whose inlet mouth 35A is disposed near and below the motorized thruster 3 and a carrier column 19C connecting the fuselage 18 and said second inflatable wing to which said pipe is connected.
  • FIG. 30 shows an aircraft made in the form of a paramotor, using the inflatable wing 2 provided with two inflating chambers 6A and 6B, the inflation of the chamber 6B being carried out by a part of the stream or flow of gaseous fluid blown by the propellant motorized 3 of the aircraft, the inflatable wing 2 being connected to the driving position 1, for example to the fuselage 18, only by flexible holding elements of the kind suspension and lift 20, the air intake openings 12 n 'being not equipped with check valves 13, the wing inflatable 2 having no stiffening element, communication orifices 15 being formed in the partition wall 7, preferably near the trailing edge (16) to allow to inject a portion of the gaseous fluid into the first chamber of inflation (6A), the gaseous fluid having previously passed through the second inflation chamber (6B).
  • This aircraft may constitute a new means of air transport of persons and / or goods, using natural winds.
  • he may in particular:

Abstract

Aéronef polyvalent du genre comportant, d'une part, au moins un poste de pilotage (1) équipé d'au moins un propulseur motorisé (3) capable d'assurer un déplacement aérien dudit aéronef, et, d'autre part, au moins une aile souple gonflable (2) comprenant une toile supérieure ou paroi souple d'extrados (4) et une toile inférieure ou paroi souple d'intrados (5) délimitant, ensemble, un volume gonflable (6) et définissant, en situation de déploiement, un bord d'attaque (9) et un bord de fuite (16), caractérisé en ce qu'il est agencé pour autoriser la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, ledit aéronef comportant, à cet effet, d'une part, un dispositif ou un agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable (6) de la voilure, et, d'autre part, des ouvertures d'entrées d'air (12) réparties le long du bord d'attaque (9) de la voilure et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci pour permettre l'admission d'air dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, en situation de vol.

Description

Procédé de locomotion aérienne et aéronef polyvalent à aile(s) gonflable(s) utilisant deux systèmes de gonflage différents.
La présente invention concerne un procédé de locomotion aérienne. Elle vise également un aéronef polyvalent à aile(s) gonflable(s), du genre aérodyne ou aérostat, constituant un nouvel engin de transport aérien capable de réunir les particularités de vol d'un avion ou d'un planeur, d'un hélicoptère, ou d'un U.L.M., ou d'un parapente.
Les appareils volants susmentionnés possèdent, chacun, des avantages spécifiques dans leur technique de vol, mais ils présentent aussi des inconvénients qui leur sont propres.
Par exemple :
l'avion est un appareil très coûteux, il permet des déplacements à grande vitesse, sur de longues distances et avec une capacité de transport importante ; cependant, il n'offre pas (du moins dans les domaines des applications civiles) la possibilité de décollage/atterrissage vertical, ni de vol stationnaire, il requiert une forte consommation de puissance et une action d'entretien/maintenance très onéreuse ; les pilotes doivent être très expérimentés et les accidents sont presque toujours meurtriers ;
l'hélicoptère offre la possibilité de décollage/atterrissage vertical et du vol stationnaire ; toutefois, il s'agit également d'un appareil dont l'acquisition et l'utilisation représentent des coûts très élevés, offrant une faible capacité de transport par rapport à la puissance consommée, et qui ne peuvent être dirigés que par des pilotes extrêmement expérimentés ; d'autre part, les accidents d'hélicoptère sont aussi presque toujours meurtriers ;
- le parapente est un appareil léger dont le prix de revient est peu élevé et dont l'utilisation est très économique compte tenu du fait qu'il utilise l'énergie naturelle du vent pour voler ; en outre, son pilotage est relativement aisé et il présente un faible risque de mortalité en cas d'accident ; cependant, la possibilité de vol est tributaire des conditions aérologiques climatiques et géographiques, la vitesse de vol est très limitée, la capacité de transport de l'appareil est très restreinte et il ne peut pratiquement pas être téléguidé,
le paramoteur ou le chariot paramoteur, ULM de classe 1 , reprend les avantages du parapente (légèreté, compacité, faible coût, pilotage aisé) puisqu'il évolue avec une aile de parapente, avec un avantage supplémentaire de pouvoir décoller à partir d'un terrain plat, grâce à la motorisation. Toutefois, il en conserve aussi les inconvénients, en particulier la formation en pente école, les conditions aérologiques de vol et les risques de fermeture de l'aile toujours présents, mais surtout la très grande difficulté d'effectuer un décollage aisé, en raison, soit du poids du moteur à porter sur les épaules et qu'il faut gérer en plus du décollage en lui-même (dans le cas du paramoteur), soit la difficulté de faire lever l'aile convenablement au- dessus du châssis (dans le cas du chariot paramoteur) ;
- I1ULM pendulaire, de classe 2, constitue un aéronef présentant un compromis sécurité/pilotage/prix, sans doute le plus intéressant jusqu'à présent. En effet, le pilotage, tout en restant délicat est un peu plus simple qu'un multiaxe, mais l'atterrissage reste toujours fort délicat et le risque d'accident grave demeure élevé en cas de panne moteur.
La présente invention se propose de réaliser un aéronef motorisé nouveau permettant de réunir, dans une seule machine, les avantages des cinq types d'appareils susmentionnés, en évitant leurs inconvénients respectifs.
On a proposé, dans le document US-5.620.153, un engin volant du genre U.L.M. constitué par une aile gonflable reliée par des suspentes à un poste de pilotage motorisé. Plusieurs modes de gonflage de l'aile gonflable sont proposés pour remplacer le système de gonflage classique au moyen d'ouvertures d'entrée d'air réparties le long du bord d'attaque de l'aile et éventuellement munies de valves anti-retour. Par exemple, il est envisagé de gonfler l'aile : - au moyen d'un gaz non porteur (air comprimé, par exemple) ou d'un gaz porteur (hélium ou hydrogène) insufflé dans le volume de l'aile gonflable via des orifices munis de valves de gonflage disposés à proximité du bord de fuite de l'aile, ou - au moyen des gaz d'échappement produits par le moteur à combustion de l'appareil et acheminés jusqu'au volume gonflable de l'aile par une conduite d'alimentation débouchant dans ledit volume, ou - au moyen d'au moins une partie du courant ou flux de fluide gazeux soufflé par le propulseur à hélice équipant l'appareil.
Selon le document US-5.620.153, les différents systèmes de gonflage décrits ne peuvent être mis en œuvre que séparément, de sorte qu'ils présentent, chacun, des avantages plus ou moins intéressants et des inconvénients plus ou moins graves. Par exemple, aucun de ces systèmes de gonflage ne procure une réelle sécurité en situation de vol.
Un premier objectif de l'invention est de remédier à cet inconvénient.
Selon l'invention, ce but est atteint grâce à un procédé applicable à un aéronef polyvalent comportant, d'une part, un poste de pilotage équipé d'au moins un propulseur motorisé capable d'assurer un déplacement aérien dudit aéronef et, d'autre part, au moins une aile souple gonflable, comportant une toile supérieure ou paroi souple d'extrados et une toile inférieure ou paroi souple d'intrados délimitant un volume gonflable et définissant, en situation de déploiement, un bord avant ou bord d'attaque et un bord postérieur ou bord de fuite, ce procédé étant notamment remarquable en ce que le gonflage et le maintien à l'état gonflé de l'aile gonflable sont obtenus par la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, soit un premier système de gonflage utilisant un dispositif ou agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable de la voilure, et un deuxième système de gonflage utilisant l'admission d'air, en situation de vol, dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, à travers des ouvertures d'entrée d'air prévues le long du bord d'attaque de ladite voilure et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci.
L'aéronef polyvalent auquel s'applique l'invention est du genre comportant, d'une part, au moins un poste de pilotage équipé d'au moins un propulseur motorisé capable d'assurer un déplacement aérien dudit aéronef, et, d'autre part, au moins une aile souple gonflable comprenant une toile supérieure ou paroi souple d'extrados et une toile inférieure ou paroi souple d'intrados délimitant, - A -
ensemble, un volume gonflable et définissant, en situation de déploiement, un bord d'attaque et un bord de fuite, cet aéronef étant notamment remarquable en ce qu'il est agencé pour autoriser la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, ledit aéronef comportant, à cet effet, d'une part, un dispositif ou un agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable de la voilure, et, d'autre part, des ouvertures d'entrée d'air réparties le long du bord d'attaque de la voilure et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci pour permettre l'admission d'air dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable, en situation de vol, lorsque la pression interne dans le volume gonflable de la voilure est inférieure à la pression extérieure.
Selon un mode de mise en oeuvre intéressant du procédé et de l'aéronef polyvalent selon l'invention, le gaz sous pression est insufflé ou l'air de gonflable est admis dans la totalité du volume gonflable de la voilure et les ouvertures d'entrée d'air sont munies de valves anti-retour.
Selon un autre mode d'exécution avantageux, une toile intermédiaire ou paroi souple intermédiaire est disposée entre la paroi souple d'extrados et la paroi souple d'intrados, de sorte que le volume gonflable total est constitué de deux chambres superposées de gonflage, à capacité variable, soit une première chambre de gonflage dans laquelle débouchent les ouvertures d'entrée d'air ménagées le long du bord d'attaque de la voilure et munies ou non d'une valve anti-retour, et une deuxième chambre de gonflage, de préférence disposée au- dessous de ladite première chambre et dans laquelle débouche la conduite d'admission de gaz sous pression.
Selon un mode d'exécution intéressant, le propulseur motorisé équipant l'aéronef selon l'invention est constitué par une hélice, entraînée en rotation par un moteur thermique ou par un moteur électrique, ou par un turbomoteur, ou par un turbopropulseur, ou par un réacteur, ou par un turboréacteur; dont le fonctionnement génère un courant ou flux de fluide gazeux, et ledit aéronef comporte un agencement permettant de récupérer et d'insuffler au moins une partie du courant ou flux de fluide gazeux soufflé par ledit propulseur, à l'intérieur de l'aile gonflable, de sorte à réaliser le gonflage et, optionnellement, le maintien à l'état gonflé de cette dernière, en cours de vol.
Selon un autre mode d'exécution, l'aéronef est équipé ou agencé pour être équipé d'une bouteille ou réservoir de gaz sous pression (air comprimé, azote, hélium, hydrogène, ...) permettant le gonflage du volume de gonflage ou de la deuxième chambre de gonflage de l'aile gonflable.
Le procédé et l'aéronef polyvalent selon l'invention procurent, selon leurs modes de mise en oeuvre ou d'exécution possibles, plusieurs avantages intéressants tels que, par exemple :
- une grande sécurité en vol et en cas d'atterrissage forcé ; en cas d'atterrissage d'urgence, l'aile souple gonflable par admission d'air fait office de parachute de secours ;
- une grande facilité de décollage : il n'est plus nécessaire de courir pour gonfler l'aile, ni de présence de vent, comme c'est le cas pour les parapentes classiques ; autrement dit, il n'est pas obligatoire de décoller à partir d'un flanc de colline ou d'une hauteur en pente, pour obtenir de la vitesse, gonfler la voile et générer une force de portance ; en effet, le gaz sous pression ou le flux de fluide gazeux généré par le propulseur motorisé peuvent remplir cet office et permettent donc le décollage sur un terrain plat, sans nécessité d'être en altitude ;
une possibilité de réalisation sous forme d'appareil léger et stable en vol ;
un très faible encombrement au sol grâce à l'utilisation d'une aile ou d'ailes souple(s) et légère(s) que l'on peut replier ou compacter ;
- un pilotage aisé ;
- la possibilité d'utiliser le vent naturel et les courants d'air ascendants pour augmenter la capacité de vol de l'appareil, et réduire la consommation de carburant ; il est en effet possible d'arrêter le fonctionnement de l'hélice motorisée, en présence de vent suffisamment fort pour faire voler l'appareil de façon autonome, d'où un fonctionnement très économique et une plus grande autonomie de vol ;
la mise sur le marché d'un nouveau moyen de transport à un coût très réduit par rapport aux hélicoptères et aux avions ;
- un coût de fabrication très faible résultant notamment de la réduction des contraintes techniques par rapport à la construction des ailes d'avion rigides actuelles ;
- la possibilité de transporter des charges lourdes ;
- une possibilité de téléguidage.
Selon une autre importante disposition caractéristique de l'invention, l'aile souple gonflable ou chaque aile souple gonflable est reliée au poste de conduite, par exemple au fuselage de l'aéronef, d'une part, par au moins un élément d'espacement rigide, par exemple constitué par une colonne tubulaire ou par un mât rigide, et, d'autre part, par des éléments de maintien souples, par exemple du genre suspentes et élévateurs, et ledit mât rigide est relié au châssis ou au fuselage dudit aéronef par l'intermédiaire d'une articulation permettant un pivotement dudit mât rigide de l'avant vers l'arrière et vice-versa, des butées, de préférence réglables, limitant l'amplitude de ce pivotement.
De manière avantageuse, l'élément d'espacement rigide possède une longueur variable d'amplitude limitée. Plus précisément, l'élément d'espacement rigide est rattaché à la voilure par des moyens autorisant un mouvement d'amplitude limitée de ladite voilure, par rapport au sommet dudit élément d'espacement rigide, parallèlement à l'axe de ce dernier.
Grâce à ces dispositions, la voilure a la possibilité de se mouvoir librement, notamment en direction verticale, par rapport au poste de conduite de l'aéronef, l'amplitude de ce mouvement étant limitée.
Cette possibilité de mouvement limité de l'aile souple par rapport au poste de conduite a pour résultat de permettre un fonctionnement optimal de ladite aile souple. En phase de vol, les deux types d'éléments de fixation (mât rigide et suspentes et élévateurs souples), ont pour fonction de recevoir et de répartir les forces de traction liées au poids du poste de conduite que doit supporter la voilure. Ces deux types d'éléments de fixation fonctionnent de façon synergique et complémentaire. En effet, les suspentes sont fixées et distribuées sur l'ensemble de la surface de l'intrados de l'aile et permettent ainsi de répartir avantageusement les forces de traction à toute la surface de l'intrados de celle- ci.
Selon une autre disposition caractéristique intéressante de l'invention, on réalise le gonflage du volume gonflable ou de la chambre gonflable de la voilure, au moyen d'une partie au moins d'un courant ou flux d'air descendant produit par une hélice motorisée installée dans la partie centrale de ladite voilure gonflable.
Grâce à cette disposition, le courant ou flux d'air généré par l'hélice permet à la fois le gonflage de la voilure et le déplacement vertical de l'aéronef qui se trouve ainsi doté d'une capacité de décollage et d'atterrissage vertical.
Les buts, caractéristiques et avantages ci-dessus, et d'autres encore, ressortiront mieux de la description qui suit et des dessins annexés dans lesquels :
La figure 1 est une vue de face, à caractère schématique, d'un premier exemple d'aéronef selon l'invention réalisé sous forme d'aile volante gonflable auto-porteuse.
La figure 2 est une vue en perspective d'un deuxième exemple d'aéronef réalisé sous forme d'aile volante gonflable auto-porteuse.
La figure 3 est une vue de face, à caractère schématique, d'un autre exemple d'exécution de l'aéronef selon l'invention, réalisé sous forme d'avion ou d'il. LM.
La figure 4 est une vue en perspective de cet exemple de réalisation.
La figure 5 est une vue schématique, en coupe transversale, selon la ligne 5- 5 de la figure 6, illustrant un mode de réalisation suivant lequel la voilure comporte un unique volume de gonflage. La figure 6 est une vue partielle en plan, de la partie médiane de la voilure.
La figure 7 est une vue en coupe suivant la ligne 7-7 de la figure 6.
Les figures 8 et 9 sont des vues similaires aux figures 5 et 7, respectivement, et illustrant le gonflage de la voilure au moyen d'un fluide gazeux sous pression, préalablement à la phase de décollage et à la phase de vol.
La figure 10 est une vue similaire aux figures 5 et 8 et illustrant le gonflage de la voilure par admission d'air, en phase de vol plané.
La figure 11 est une vue schématique, en coupe transversale, selon la ligne 11-11 de la figure 12, et illustrant un mode d'exécution selon lequel la voilure comporte deux chambres de gonflage superposées.
La figure 12 est une vue partielle, en plan, de la partie médiane de cette voilure.
La figure 13 est une vue en coupe selon la ligne 13-13 de la figure 12.
Les figures 14 et 15 sont des vues similaires aux figures 11 et 13, respectivement, et illustrant le gonflage de la chambre de gonflage inférieure de la voilure, au moyen d'un courant ou flux de fluide gazeux généré par le propulseur motorisé de l'aéronef, préalablement à la phase de décollage et à la phase de vol.
La figure 16 est une vue similaire aux figures 11 et 14 illustrant le gonflage de la chambre de gonflage supérieure de la voilure, par admission d'air, en phase de vol plané, le propulseur motorisé étant arrêté.
La figure 17 est une vue similaire aux figures 11 , 14 et 15 et illustrant le gonflage des deux chambres superposées de la voilure au moyen des deux systèmes de gonflage distincts mis en œuvre concurremment.
La figure 18 est une vue schématique, en coupe transversale selon la ligne
18-18 de la figure 19, illustrant un mode d'exécution suivant lequel la voilure comporte deux chambres de gonflage superposées dont une chambre inférieure destinée à être gonflée par un gaz sous pression fourni par un réservoir ou un compresseur.
La figure 19 est une vue partielle, en plan, de la partie médiane de cette voilure.
La figure 20 est une vue en coupe selon la ligne 20-20 de la figure 19, avant gonflage de la chambre inférieure.
Les figures 21 et 22 sont des vues similaires aux figures 18 et 20, respectivement, et illustrant le gonflage de la chambre de gonflage inférieure de la voilure, au moyen d'un gaz sous pression fourni par une bouteille ou réservoir ou par un compresseur, préalablement à la phase de décollage.
La figure 23 est une vue similaire aux figures 18 et 21 et illustrant le gonflage des deux chambres superposées de la voilure au moyen des deux systèmes de gonflage distincts mis en œuvre concurremment.
La figure 24 est une vue schématique de l'agencement permettant le guidage de l'aéronef à aile gonflable, durant le vol.
La figure 25 est un une vue schématique d'un mode d'exécution du système permettant à la voilure de se mouvoir librement, en direction verticale, par rapport au poste de conduite, et du dispositif limitant l'amplitude de ce mouvement.
Les figures 26 et 27 sont des vues de détail, en perspective et à caractère schématique, montrant des exemples de réalisation des éléments d'ossature de l'aile gonflable.
La figure 28 est une vue en perspective d'un exemple de réalisation de l'aéronef sous forme d'avion ou d'U.L.M. de type biplan.
La figure 29 est une vue en perspective d'un autre exemple de mise en œuvre de l'invention sous forme d'un aéronef de type biplan.
La figure 30 est une vue en perspective d'un exemple de réalisation de l'aéronef sous forme de paramoteur. On se réfère auxdits dessins pour décrire des exemples intéressants, bien que nullement limitatifs, de mise en œuvre du procédé de locomotion aérienne et de réalisation de l'aéronef selon l'invention.
Dans l'exposé qui suit, on précise que les mots "transversal" et "transversalement" désignent une direction reliant le bord d'attaque et le bord de fuite de l'aile de l'aéronef revendiqué.
Les aéronefs auxquels est applicable l'invention, possèdent au moins un poste de pilotage 1, une aile souple gonflable 2 généralement disposée au- dessus et à distance de celui-ci, et un dispositif de propulsion ou propulseur motorisé 3 capable d'assurer un déplacement aérien desdits aéronefs.
De tels aéronefs sont représentés, à titre d'exemples seulement, aux figures 1 , 2, 3, 4, 28, 29 et 30.
Les autres parties constitutives (éléments de structure, organes de commande et de direction, ...) sont spécifiques au type d'engin concerné (aile volante motorisée, avion, hélicoptère, ...).
L'aile profilée gonflable 2 est globalement comparable à une voilure de parapente. Elle peut être réalisée en tissu léger, étanche à l'air et très résistant tel que tissu polyester, tissu polyamide, toile de spi, etc.
Elle peut être constituée de deux toiles souples superposées assemblées le long de leurs bords, soit une toile supérieure ou paroi d'extrados 4 et une toile inférieure ou paroi d'intrados 5 délimitant, entre elles, un volume fermé de gonflage 6 (figures 5 à 10) et définissant en position de déploiement un bord d'attaque 9 et un bord de fuite 16.
Selon un mode d'exécution avantageux, l'aile gonflable 2 peut comporter une toile ou paroi séparatrice 7 disposée entre les parois d'extrados 4 et d'intrados 5, de sorte à délimiter, entre ces dernières, une première chambre de gonflage supérieure 6A et une deuxième chambre de gonflage inférieure 6B, comme illustré, par exemple, par les figures 1 et 11 à 23. Le volume de gonflage 6 ou les chambres de gonflage superposées 6A, 6B sont cloisonnées par des éléments de séparation transversaux souples 8 ou 8a,
8b, c'est-à-dire par des éléments orientés perpendiculairement ou sensiblement perpendiculairement au bord d'attaque 9 de l'aile gonflable, de sorte à constituer une pluralité de caissons gonflables juxtaposés 10 à l'intérieur de ladite aile. Ces éléments de cloisonnement interne possèdent une forme conçue de manière à ce que la toile supérieure 4 donne une forme profilée à l'aile gonflable, dans sa partie extrados. Ils sont munis d'orifices 11 , 1 1 a, 1 1 b, permettant une communication entre eux et une circulation des fluides gazeux de gonflage entre lesdits caissons.
Selon le procédé de l'invention, le gonflage et, optionnellement, le maintien à l'état gonflé de la voilure sont obtenus par la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, soit un premier système de gonflage utilisant un dispositif ou agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable de la voilure, et un deuxième système de gonflage utilisant l'admission d'air, en situation de vol, dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, à travers des ouvertures d'entrée d'air 12, prévues le long du bord d'attaque 9 de la voilure et débouchant dans le volume gonflable 6 ou 6A de ladite voilure.
L'aéronef polyvalent selon l'invention est agencé pour autoriser la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, ledit aéronef comportant, à cet effet, d'une part, un dispositif ou un agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable de la voilure, et, d'autre part, des ouvertures d'entrée d'air 12 réparties le long du bord d'attaque 9 de la voilure 2 et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci pour permettre l'admission d'air dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, en situation de vol.
Selon le mode d'exécution illustré aux figures 5 à 10, l'aile gonflable comporte un unique volume de gonflage 6 délimité par les parois d'extrados 4 et d'intrados 5. Dans ce cas, les ouvertures d'entrée d'air sont munies de valves anti-retour 13.
Dans la partie centrale du volume gonflable 6 et, de préférence, à distance réduite du bord d'attaque 9, débouche une conduite d'alimentation 14 permettant d'introduire le gaz sous pression dans ledit volume.
Les figures 8 et 9 illustrent le gonflage de la voilure préalablement au décollage. Le gaz sous pression de gonflage est insufflé et réparti dans le volume 6 (selon flèches des figures 8 et 9) de la voilure 2, jusqu'à ce que celle-ci présente la rigidité souhaitable pour autoriser le décollage. Durant ce gonflage, les ouvertures d'entrée d'air 12 sont obturées par les clapets anti-retour 13, de sorte à empêcher l'échappement du gaz introduit dans le volume 6.
Cette configuration permet aussi le vol, lorsque le dispositif ou l'agencement de production du fluide gazeux sous pression permet d'introduire en permanence, en fonction des besoins, la quantité de gaz souhaitable dans le volume de gonflage. Dans ce cas, les clapets anti-retour 13 :
- empêchent le gaz contenu dans le volume gonflable 6 de s'échapper par les ouvertures 12 ;
- laissent pénétrer l'air dans ledit volume, lorsque la pression interne de celui-ci le permet.
La figure 10 illustre le gonflage de la voilure par admission d'air dans le volume 6, en situation de vol plané. Dans ce cas, les clapets anti-retour 13 sont ouverts sous l'effet de la force du vent ou de la vitesse de vol et laissent pénétrer l'air par les ouvertures 12, tandis que l'introduction de gaz sous pression dans ledit volume est stoppée.
Selon le mode d'exécution représenté aux figures 11 à 17, l'aile gonflable 2 comporte deux chambres superposées de gonflage, soit une première chambre supérieure 6A délimitée par la paroi d'extrados 4 et la paroi séparatrice souple 7 et une deuxième chambre inférieure 6B délimitée par la paroi d'intrados 5 et par ladite paroi séparatrice 7. Selon le mode d'exécution représenté à titre d'exemple, la conduite d'alimentation 14 permettant d'introduire le gaz sous pression dans la voilure gonflable 2 débouche dans la chambre inférieure 6B, et dans la partie centrale de ladite voilure, de préférence à distance réduite du bord d'attaque 9 de ladite voilure.
Les figures 14 et 15 illustrent le gonflage de la chambre inférieure 6B de la voilure 2, préalablement au décollage. Le gaz sous pression de gonflage est insufflé et réparti dans la chambre inférieure 6B (selon flèches) jusqu'à ce que la voilure 2 présente la rigidité souhaitable pour autoriser le décollage. Lors de cette phase de gonflage, la chambre inférieure 6B peut occuper la totalité ou la quasi totalité du volume général délimité par les parois souples d'extrados 4 et d'intrados 5, grâce à la souplesse de la paroi séparatrice 7.
Des orifices d'échappement 15 mettant en communication les chambres 6A et 6B peuvent être prévus dans la paroi séparatrice 7, à proximité du bord de fuite 16 de la voilure 2 (figure 14). Ces orifices permettent d'introduire, dans la chambre 6A, au moins une partie du fluide gazeux de gonflage insufflé dans la chambre 6B. Un tel arrangement permet de favoriser davantage les possibilités de gonflage de la chambre 6A, le fluide gazeux de gonflage (en plus de l'air généré par le vent ou la vitesse du vol qui pénètre par les ouvertures 12 du bord d'attaque) permettant d'accroître les performances de gonflage de la voilure 2. Grâce à la présence des orifices de communication 15, on augmente aussi la synergie dans le fonctionnement des deux systèmes de gonflage de la voilure. Dans la phase de préparation au décollage, les ouvertures d'admission d'air 12 sont obturées par les clapets anti-retour 13.
La figure 16 illustre la voilure en situation de vol plané, l'admission du fluide gazeux de gonflage dans la chambre 6B étant stoppée. Dans cette situation, les clapets anti-retour 13 s'ouvrent sous l'effet de la force du vent ou de la vitesse de vol et laissent pénétrer l'air dans la chambre 6A, par les ouvertures d'admission d'air 12.
La figure 17 montre la voilure 2 dans une situation de vol selon laquelle les deux systèmes de gonflage sont mis en œuvre concurremment, ces deux systèmes se complétant et travaillant en synergie en gonflant le volume de gonflage total de ladite voilure délimité par les toiles d'extrados 4 et d'intrados 5.
Il est à noter que, dans le cas où l'aile gonflable 2 comporte deux chambres de gonflage 6A et 6B, il est possible de ne pas équiper celle-ci de clapets anti- retour 13 sur les ouvertures d'entrée d'air 12, ce qui permet de faciliter nettement la fabrication de ladite aile, tout en préservant son bon fonctionnement de gonflage. En effet, la présence de la paroi séparatrice 7 permet de garantir l'état de la chambre 6B suffisamment pressurisé et déployé, sans qu'il ait nécessité de faire appel aux clapets anti-retour 13 pour maintenir la pression interne de l'aile. En quelque sorte, la paroi séparatrice 7 peut compenser l'absence des clapets anti-retour 13.
Les deux modes de mise en œuvre de l'invention précédemment décrits sont plus spécialement prévus pour des aéronefs dont les déplacements en translation sont assurés par un propulseur motorisé, par exemple constitué par une hélice, entraînée en rotation par un moteur thermique, ou par un moteur électrique, ou par un turbomoteur, ou par un turbopropulseur, ou par un réacteur, ou par un turboréacteur, dont le fonctionnement génère un courant ou flux de fluide gazeux soufflé par ledit propulseur, à l'intérieur du volume 6 ou de la chambre de gonflage 6B de la voilure, de sorte à réaliser le gonflage et le maintien à l'état gonflé de cette dernière, en cours de vol.
Le mode de mise en œuvre de l'invention illustré par les figures 18 à 23 diffère de celui représenté sur les figures 11 à 17 par le fait qu'une vanne ou un clapet anti-retour 17 est montée sur la conduite 14 d'alimentation en fluide gazeux de gonflage, les chambres de gonflage 6A et 6B étant également séparées de manière étanche par une paroi souple séparatrice 7. Ce mode de mise en œuvre permet le gonflage de la voilure au moyen d'un dispositif de gonflage auxiliaire, par exemple constitué par une bouteille de réservoir de gaz (hélium, azote, hydrogène, ...) ou par un compresseur d'air.
Les figures 21 et 22 montrent le gonflage de la chambre inférieure 6B de la voilure 2, préalablement au décollage. Le gaz sous pression de gonflage est insufflé et réparti dans la chambre 6B (selon flèches) jusqu'à ce que la voilure présente la raideur ou la rigidité souhaitable pour permettre le décollage, après quoi la vanne 17 est fermée, de sorte à arrêter l'admission de gaz sous pression dans la chambre 6B.
La figure 23 montre la voilure 2 en situation de vol, le propulseur motorisé assurant la translation de l'aéronef étant actionné ou arrêté, le clapet anti-retour ou vanne 17 étant fermée.
Dans cette situation, le gaz sous pression renfermé dans la chambre inférieure 6B maintient celle-ci à l'état gonflé, tandis que les clapets anti-retour 13 sont ouverts sous l'effet de la force du vent et/ou de la vitesse du vol et laissent pénétrer l'air dans la chambre supérieure 6A par les ouvertures 12 réparties le long du bord d'attaque 9 de la voilure.
Les deux systèmes de gonflage permettent de gonfler le volume de gonflage total de la voilure incluant les chambres 6A et 6B, ces deux systèmes se complétant et travaillant en synergie.
D'autre part, comme pour le mode de mise en œuvre illustré par les figures
11 à 17, le gonflage de la voilure 2 par le vent relatif qui pénètre dans les ouvertures d'admission d'air 12 constitue une sécurité vitale en vol, il permet ainsi de gonfler la totalité ou la quasi totalité du volume de la voilure délimité par les toiles d'extrados 4 et d'intrados 5 de cette dernière, dans le cas où la chambre 6B se dégonflerait ou ne pourrait être maintenue à l'état gonflé, par exemple par suite de crevaison de la toile d'intrados.
L'aile ou voilure gonflable souple et légère selon l'invention est fixée à un élément rigide du poste de conduite, de préférence au fuselage 18 de l'appareil, à la fois par au moins un élément d'espacement rigide 19, par exemple constitué par une colonne tubulaire ou par un mât rigide, et par une pluralité d'éléments de maintien souples 20 du type suspentes ou élévateurs. Ces éléments de fixation ont une longueur permettant de ménager une distance suffisante entre le poste de conduite 1 et l'aile gonflable 2.
L'aile volante possède au moins un axe d'accrochage 21 , fixé au poste de conduite (fuselage ou autre), pour recevoir les suspentes et élévateurs 20. Le poste de conduite 1 , par exemple installé dans un fuselage 18 peut être monté sur un châssis 22 muni de roues 23 (figure 2).
Par ailleurs, des éléments d'ossature 24 et 25 par exemple exécutés en alliage léger ou en matériaux composites, pourront être fixés à la partie supérieure de la colonne porteuse 19 et sont installés dans le volume fermé de gonflage 6 de la voilure, notamment lorsque celle-ci comporte un unique volume de gonflage.
Ces éléments d'ossature 24 et 25 (figures 26 et 27) ont pour fonction, entre autre, d'apporter une structure semi-rigide à l'aile gonflable, en permettant à celle-ci d'affronter des conditions de vol beaucoup plus difficiles que celles qui sont supportables par les ailes de parapentes classiques, tout en évitant les risques de fermetures. De cette manière, l'aile peut évoluer dans des conditions de vol se rapprochant de celles des avions, notamment par vent fort et par temps de pluie.
En outre, certains des éléments d'ossature (éléments d'ossature 25) ont aussi pour fonction de donner une forme d'aile profilée au volume fermé de gonflage 6, dans la partie centrale de la voilure, ce qui a pour effet : -de faciliter le gonflage de l'ensemble dudit volume fermé de gonflage en guidant le mouvement du flux d'air ou autre fluide gazeux, -de favoriser le maintien de la forme profilée de l'aile 2 dans son ensemble, y compris dans ses parties souples, en particulier les zones proches de sa bordure qui ont tendance à se déformer facilement en situation turbulente de vol.
Ces éléments d'ossature 24, 25 sont principalement situés dans la partie centrale de l'aile 2 ; l'un de ces éléments constitué par un longeron 24 peut être placé longitudinalement au niveau du bord d'attaque 9 de l'aile, sur une grande longueur, tandis que d'autres éléments d'ossature constitués par des armatures 25 présentent la forme d'un profil d'aile d'avion et sont orientés transversalement, du bord d'attaque 9 vers le bord de fuite de l'aile gonflable. Ces éléments d'armature 25 sont fixés aux toiles supérieure 4 et inférieure 5, respectivement.
II est à souligner que les éléments d'ossature 24 et 25 ont pour fonction d'apporter, entre autre, une structure semi-rigide à l'aile gonflable, et permettent de la sorte à l'aile gonflable 2 de pouvoir travailler plus efficacement en compression grâce à la présence de l'élément d'espacement porteur rigide 19 qui la fixe au poste de conduite 1 , de préférence au fuselage 18 de l'appareil. Le longeron rétractable 24 est positionné longitudinalement et situé proche du bord d'attaque 9. Par conséquent, le longeron rétractable 24 permet de compacter l'aile des extrémités latérales vers son centre longitudinalement. Enfin, les éléments d'ossature 25 de la présente invention possèdent une forme profilée d'avion et ne sont installés que dans la partie centrale de l'aile 2, offrant ainsi la forme profilée de l'aile 2 en son milieu sans gonflage, facilitant aussi le gonflage de l'ensemble dudit volume fermé de gonflage en guidant le mouvement du flux d'air ou autre fluide gazeux, tout en favorisant le maintien de la forme profilée de l'ensemble de l'aile 2, y compris à sa partie souple, et permettant surtout à l'aile gonflable 2 de pouvoir travailler plus efficacement en compression en présence d'élément d'espacement porteur rigide 19.
Le longeron 24 situé au niveau du bord d'attaque de l'aile peut être constitué de trois parties rigides, soit une partie centrale tubulaire 24a et deux parties d'extrémité 24b montées avec une aptitude de coulissement axial dans ladite partie centrale. Le longeron 24 possède ainsi une longueur variable. Cet agencement permet, d'une part, de disposer, en situation de vol, d'un longeron de grande longueur, favorisant le maintien en toutes circonstances de la forme déployée de l'aile gonflable, et, d'autre part, de permettre un meilleur compactage de l'aile gonflable et de réduire au mieux l'encombrement de celle-ci, lorsque l'appareil n'est pas utilisé.
Cependant, pour des ailes d'envergure réduite, et par souci de simplification de fabrication et d'application du procédé, le longeron 24 peut être constitué d'une seule pièce, présentant une longueur moins importante mais cependant suffisante pour remplir les fonctions de rigidification de l'aile 2 et du maintien de celle-ci en état déployé, en situation de vol.
Le pilotage de l'aéronef peut s'effectuer par la combinaison des deux actions suivantes : changement du plan d'inclinaison de l'aile 2, en modifiant la position angulaire de l'élément d'espacement porteur rigide 19 de ladite aile, par rapport à la verticale ;
- modification de la forme de l'aile 2, en agissant sur les bords d'attaque et de fuite de ladite aile, par l'intermédiaire des suspentes 20, comme sur une aile de parapente classique.
Le changement de plan d'inclinaison de l'aile 2 permettant le pilotage de l'aéronef, peut être obtenu par un dispositif tel qu'illustré schématiquement à la figure 24. Selon le mode de réalisation représenté, l'élément d'espacement porteur rigide 19 de l'aile 2 est lié au châssis 22 de l'engin, via le fuselage 18, par une articulation du type pivot 26 lui permettant de pivoter d'avant en arrière et vice-versa, au-dessus dudit fuselage et dans le sens de la longueur de celui-ci. L'axe 27 de cette articulation de type pivot est parallèle au sol (lorsque l'aéronef est à l'arrêt) et perpendiculaire au fuselage de l'aéronef.
D'autre part, la partie inférieure de l'élément d'espacement porteur rigide 19 est disposée entre deux butées 28a, 28b, judicieusement placées en avant et en arrière dudit élément, respectivement, pour limiter l'amplitude maximale de l'angle de pivotement possible de celui-ci autour de son axe d'articulation 27. Les positions de ces deux butées 28a, 28b peuvent être réglables par des moyens mécaniques adéquats, connus en soi, de sorte qu'il soit possible de régler à volonté l'amplitude maximale de l'angle de pivotement autorisé que peut effectuer l'élément d'espacement porteur rigide 19, ainsi que la position de l'angle de pivotement par rapport à la verticale.
On comprend qu'en donnant la possibilité, à l'élément d'espacement porteur rigide 19, de pivoter d'avant en arrière, cela revient à donner, à l'aile 2, la faculté de basculer également d'avant en arrière, dont la conséquence est la variation de l'angle d'inclinaison du plan de l'aile 2 par rapport à l'horizontale, faculté qui est exploitable dans le processus de pilotage de l'aéronef.
Selon un mode d'exécution très avantageux de l'invention, au moins une partie du courant ou flux gazeux engendré par le fonctionnement du dispositif de propulsion ou propulseur motorisé 3, est insufflée à l'intérieur de l'aile gonflable 2, pour assurer le gonflage et le maintien à l'état gonflé de cette dernière.
Deux types de réalisation de l'aéronef à aile(s) gonflable(s) selon l'invention peuvent être distingués selon la direction et le sens d'arrivée du souffle de gaz dans le volume fermé 6 ou dans la chambre 6B de la voilure 2, soit :
un premier mode de réalisation suivant lequel le souffle de fluide gazeux a un trajet vertical descendant et pénètre, par le haut, dans le volume fermé de gonflage 6 ou dans la chambre 6B de l'aile gonflable 2 à travers une ouverture ménagée dans la toile supérieure ou paroi d'extrados 4 de cette dernière, et, le cas échéant, à travers une ouverture sous-jacente prévue dans la paroi souple séparatrice 7 ;
un deuxième mode d'exécution selon lequel le souffle de fluide gazeux a un trajet vertical ascendant et pénètre, par le bas, dans le volume fermé de gonflage 6 ou dans la chambre 6B de l'aile gonflable 2 à travers une ouverture ménagée dans la toile inférieure ou paroi d'intrados 5 de ladite aile gonflable.
On conçoit que la surface de l'aile 2, le degré de résistance et la solidité de la toile dans laquelle est réalisée cette dernière, la puissance du propulseur motorisé 3, sont déterminés en fonction du poids total à transporter par la voie aérienne.
On décrit ci-après des exemples d'exécution basés sur les deux types de réalisation susmentionnés.
Suivant l'exemple illustré à la figure 1 , le dispositif de propulsion 3 est constitué par une hélice entraînée en rotation par un moteur 29, par exemple un moteur thermique, installé sur le poste de pilotage 1 , par exemple sur le fuselage 18, et accouplé à ladite hélice par l'intermédiaire d'un arbre de transmission 30. Ce dernier peut être avantageusement logé dans la colonne support 19, de sorte à éviter que l'élément tournant constitué par ledit arbre de transmission 30 ne puisse entrer en contact, en cours de fonctionnement, avec le milieu extérieur. L'hélice 3 est logée axialement dans une bouche d'aspiration tubulaire rigide 31 disposée dans la partie centrale de l'aile gonflable 2 et traversant des ouvertures superposées ménagées, respectivement, dans la toile supérieure 4 et dans la toile souple séparatrice 7. Cette bouche tubulaire débouche dans la chambre inférieure de gonflage 6B de l'aile 2, et elle a pour fonction d'autoriser une circulation d'air vers le bas à travers les parois 4 et 7 de l'aile. Elle est fixée au sommet de l'élément d'espacement porteur 19 et aux toiles 4 et 7.
En situation de décollage et de vol stationnaire, l'hélice ou rotor 3 est positionnée horizontalement ou approximativement horizontalement, comme le rotor principal d'un hélicoptère classique.
L'hélice motorisée 3 remplit deux fonctions simultanément :
elle crée une force de portance entraînant un mouvement ascensionnel de l'engin semblable à celui d'un hélicoptère ;
elle constitue une source de production d'un courant ou flux d'air servant à gonfler la chambre de gonflage 6B de l'aile gonflable 2 délimitée par les toiles séparatrice 7 et inférieure 5 ; le souffle d'air produit par la rotation de l'hélice est dirigé dans la chambre de gonflage 6B et en pénétrant dans cette dernière, il assure le gonflage de l'aile et donne ainsi à celle-ci sa forme d'aile d'avion souhaitée.
La majeure partie du souffle d'air généré par la rotation de l'hélice 3 logée dans l'aile 2, est évacuée directement vers le bas à travers une ouverture 32 ménagée dans la partie centrale de la toile inférieure 5, au-dessous de ladite hélice, et dont le diamètre correspond par exemple approximativement au diamètre de la surface décrite par les pales de l'hélice, en étant, de préférence, légèrement inférieur à ce dernier.
De manière avantageuse, cette ouverture centrale 32 peut être équipée d'un dispositif (non représenté) permettant sa fermeture partielle ou totale. Ce dispositif peut être constitué par une toile ou volet souple rétractable installé sur la toile inférieure 5, à proximité de l'ouverture 32. La fonction de ce dispositif est de permettre de couvrir ou fermer provisoirement ladite ouverture, dans le cas spécifique où l'aéronef se trouve en situation de vol plané, avec la motorisation arrêtée. En effet, dans cette situation, la fermeture de l'ouverture centrale 32, au moyen d'un volet rétractable a pour avantage d'augmenter la surface totale utile de la toile intrados 5 et la portance de l'aile 2 et, par conséquent, d'améliorer d'autant la performance de cette dernière.
Le volet souple rétractable est actionnable par le pilote de l'aéronef, par exemple au moyen d'un câble de commande.
Avant de remettre le propulseur motorisé 3-29 en fonctionnement, le pilote actionne le volet souple rétractable, de sorte à ramener ce dernier à son état replié initial, afin d'ouvrir l'ouverture 32 située au-dessous de l'hélice 3, pour que ladite ouverture puisse remplir sa fonction lorsque ledit propulseur motorisé 3-29 est en fonctionnement.
L'autre partie du souffle d'air généré par la rotation de l'hélice est insufflée dans la chambre de gonflage 6B de l'aile 2. La partie du flux d'air (figuré par les flèches des figures 14 à 17) ayant transitée dans la chambre de gonflage 6B de l'aile 2, est ensuite évacuée par des orifices d'échappement 33 judicieusement prévus dans la toile inférieure 5 de l'aile 2, par exemple à proximité du bord de fuite et des extrémités de celle-ci (figure 2). Outre la fonction d'évacuer l'air, certains orifices 33 peuvent aussi avoir pour rôle de rejeter l'eau de pluie éventuellement entrée dans l'aile 2, en cours de vol.
On remarque que l'air utilisé pour le gonflage de l'aile 2 est ensuite refoulé au niveau de la surface inférieure de celle-ci, par les orifices d'échappement 33, ce qui génère une force de poussée qui favorise aussi le mouvement ascensionnel de l'appareil en synergie avec le processus d'aspiration d'air à la surface supérieure de l'aile.
Par ailleurs, afin de créer une force de poussée horizontale supplémentaire, il est prévu de monter une deuxième hélice motorisée 34 ou un réacteur, capable d'effectuer le déplacement en translation de l'aéronef, au niveau du fuselage 18. Ce deuxième propulseur motorisé 34 peut être installé à l'avant du fuselage 18 (figure 29) ou à l'arrière dudit fuselage (figure 2). Selon ce mode de réalisation, on comprend que grâce à la configuration de l'aéronef sous forme d'aile volante gonflable auto-porteuse, on utilise une partie du souffle d'air généré par l'hélice motorisée 3-29 pour gonfler l'aile profilée. De la sorte, l'aéronef selon l'invention peut se comparer à un hélicoptère doté d'une aile d'avion très légère : il cumule donc les avantages de l'hélicoptère et de l'avion. Par contre, il réduit considérablement les inconvénients de ces deux types d'appareils, grâce à la très grande légèreté de son aile gonflable 2, à son principe de fonctionnement beaucoup plus simplifié et plus sûr, et à sa technique de vol comparable à celle du parapente classique et beaucoup plus facile d'approche.
D'autre part, il est préférable d'appliquer ce mode d'exécution à des aéronefs comportant une voilure 2 comprenant deux chambres superposées de gonflage 6A et 6B aptes à être gonflées au moyen de deux systèmes de gonflage, concurremment ou non, afin d'obtenir une efficacité optimale dans le fonctionnement de la voilure. Cependant, pour des raisons de simplification et de facilité de fabrication, l'aéronef peut aussi se concevoir avec une voilure munie d'un seul volume de gonflage 6, et disposant de clapets anti-retour 13, connus en soi, installés sur les orifices d'admission d'air 12 répartis le long du bord d'attaque 9.
Les figures 3 et 4 illustrent un mode d'exécution de l'aéronef selon l'invention sous forme d'un avion à aile gonflable, suivant lequel le flux de fluide gazeux insufflé par le deuxième système de gonflage et assurant le gonflage du volume 6 ou de la chambre 6B de ladite aile effectue un trajet vertical ascendant.
Dans ce cas, le propulseur motorisé (hélice 3 ou réacteur) est positionné au niveau du fuselage 18. Lorsque ce propulseur motorisé est constitué par une hélice 3, il est de préférence installé à l'avant dudit fuselage 18.
Le propulseur motorisé ainsi installé est appelé à remplir deux fonctions simultanées :
- une fonction de propulsion et de poussée, permettant le vol en translation, identique à celle remplie par le dispositif de propulsion des avions classiques; une source de production de courant ou flux de fluide gazeux sous pression servant à gonfler le volume fermé de gonflage 6 de l'aile 2, ou la chambre de gonflage inférieure 6B délimités, respectivement, par les toiles supérieure 4 et inférieure 5, ou par les toiles inférieure 5 et séparatrice 7.
Une bouche 35 d'entrée de fluide gazeux est installée à proximité et en arrière du propulseur 3 (figure 4). Cette bouche d'entrée 35 dont la fonction est de capter une partie du courant ou flux de fluide gazeux produit par le fonctionnement dudit propulseur, communique avec le volume fermé de gonflage 6 ou avec la chambre 6B de l'aile 2 par l'intermédiaire d'un conduit comprenant, par exemple, une conduite de gaz semi-rigide 14 raccordée à une colonne tubulaire porteuse 19 laquelle débouche dans ledit volume de gonflage 6 ou dans la chambre 6B après avoir traversé la toile inférieure 5.
Dans le cas où la colonne porteuse 19 est constituée par un axe rigide, le conduit de gaz 14 peut véhiculer directement le fluide gazeux dans ledit volume de gonflage ou dans la chambre 6B après avoir traversé la toile inférieure 5. Ce conduit de gaz peut avoir une structure semi-rigide, et pour cela, être fabriqué avec de la toile combinée avec des éléments d'ossature rigides qui servent à donner la forme souhaitée audit conduit de gaz.
On comprend que l'air ou autre fluide gazeux capté par la bouche d'entrée 35 est ensuite véhiculé dans la conduite de gaz 14, puis dans la colonne porteuse 19 constituant l'élément de maintien rigide, avant de déboucher dans le volume fermé 6 ou dans la chambre inférieure 6B, en assurant le gonflage de l'aile permettant de donner à celle-ci la forme d'aile d'avion souhaitée.
Le conduit d'air ou autre fluide gazeux constitué par la conduite 14 et, éventuellement, par la colonne porteuse 19, peut être pourvu d'orifices (non représentés), dans sa partie la plus basse, afin de permettre l'évacuation de l'eau de pluie ou autre liquide éventuellement infiltré dans ledit conduit.
La bouche d'entrée 35 de la conduite 14-19 peut avoir une section réglable.
Les orifices d'échappement 33 judicieusement répartis dans la surface de la toile inférieure 5 de l'aile 2 permettent l'évacuation de l'excès d'air ou autre fluide gazeux insufflé dans le volume gonflable 6 ou dans la chambre gonflable 6B, par l'action du propulseur motorisé 3.
Selon ce mode d'exécution, la colonne porteuse 19 remplit deux fonctions :
- elle constitue un élément d'ossature servant à fixer l'aile souple 2 au-dessus et à distance du fuselage 18 ;
elle assure, sur une partie de son trajet, la circulation de l'air ou autre fluide gazeux soufflé par le propulseur motorisé 3, jusqu'au volume fermé de gonflage 6 ou jusqu'à la chambre 6B de l'aile 2, selon la conformation de celle-ci.
Ainsi, selon ce mode d'exécution, on utilise une partie du souffle de gaz généré par le propulseur motorisé 3 pour gonfler l'aile profilé 2 fixée au-dessus du fuselage 18. De la sorte, le dispositif ainsi configuré s'apparente à un avion doté d'une aile très légère. Par rapport à un avion classique (à aile rigide), il présente notamment comme avantages : - d'être beaucoup plus léger, de consommer moins de carburant, d'être plus facile à fabriquer et, par conséquent, d'être moins coûteux, d'être beaucoup plus simple à piloter (pilotage proche du parapente) et offre une sécurité accrue en cas d'accident, grâce à sa faculté de planer aisément.
Selon ce mode d'exécution, il est également préférable d'utiliser une aile gonflable 2 constituée de deux chambres de gonflage 6A et 6B, afin d'obtenir une efficacité maximale dans le fonctionnement de l'aile 2. Cependant, pour des raisons de simplification et de facilité de fabrication, l'aéronef peut aussi se concevoir avec une aile gonflable 2 munie d'un seul volume de gonflage 6, et disposant de clapets anti-retour 13 installés sur les orifices d'entrée d'air 12 répartis le long du bord d'attaque 9 comme décrit plus haut.
Afin d'éviter que les organes tournants du propulseur motorisé, tel qu'hélice rotative, ne puissent entrer accidentellement en contact avec une partie composante de l'aile gonflable 2 (telle que suspentes ou voilure), une cage ou un filet de sécurité 36 peut être disposée autour de ces organes tournants (figures 2 et 29). Pour permettre les mouvements de pivotement d'avant en arrière et vice- versa de la colonne porteuse 19 nécessaire au pilotage de l'aéronef, par exemple au moyen de la liaison de type pivot précédemment décrite, au moins une partie de raccordement 14a de la conduite 14 de récupération et d'acheminement du fluide gazeux de gonflage à la colonne porteuse rigide ou autre élément d'espacement porteur rigide 19, est réalisée dans un matériau souple autorisant, d'une part, des mouvements angulaires dudit élément d'espacement par rapport à ladite conduite 14 et, d'autre part, un degré de liberté limité, notamment vertical, de l'aile gonflable 2 par rapport à l'élément de maintien rigide 19. Par exemple, les extrémités de la conduite 14 réalisée dans un matériau rigide et de l'élément de maintien rigide 19, peuvent être reliées par un raccord tubulaire souple 14a. De même un deuxième raccord tubulaire souple 14a peut relier l'élément de maintien rigide 19 à l'aile souple 2, afin d'offrir à cette dernière la possibilité de se mouvoir librement, notamment suivant un mouvement vertical (montant et descendant), par rapport à l'élément de maintien rigide 19, mais de façon limitée. En effet, l'élément d'espacement porteur rigide 19 doit à la fois relier rigidement l'aile souple 2 au fuselage 18, tout en lui autorisant une liberté limitée de mouvement, dont celui vertical. Cette liberté limitée de mouvement de l'aile souple 2 par rapport au fuselage 19 et par rapport à l'élément d'espacement porteur rigide 19, a pour fonction d'autoriser un fonctionnement optimal de la voilure 2, étant rappelé que ladite voilure est reliée au fuselage 18 de l'appareil à la fois par ledit élément d'espacement porteur rigide, et par des éléments de maintien souples 20 du type suspentes ou élévateurs. En phase de vol, les deux éléments de fixation, à savoir l'élément d'espacement porteur rigide 19 et les suspentes et élévateurs, ont pour fonction de recevoir et de répartir les forces de traction liées au poids de l'aéronef que doit supporter l'aile, ces deux éléments de fixation fonctionnant de façon synergique et complémentaire. En effet, les suspentes 20, sont fixées et distribuées sur l'ensemble de la surface de l'intrados de l'aile 2, et permettent ainsi de répartir avantageusement les forces de traction à toute la surface de l'intrados de ladite aile.
Ainsi, suivant une disposition caractéristique de l'invention, en adoptant un mode de réalisation selon lequel l'élément de maintien rigide 19 offre un degré de liberté limitée de mouvement entre l'aile souple 2 et ledit élément d'espacement porteur rigide 19, en particulier le mouvement vertical, l'ensemble des suspentes peuvent opérer efficacement dans leur fonctionnement en traction, en situation de vol. De même, toujours en situation de vol, l'élément d'espacement porteur rigide 19 étant relié aussi à l'aile 2, prend donc aussi en charge une partie de la totalité des forces de traction. On comprend qu'ainsi l'aile souple 2, tout en étant solidaire du fuselage 18, possède une certaine liberté de mouvement par rapport à celui-ci, grâce, d'une part à l'existence de la liaison de type pivot 26 entre l'élément d'espacement porteur rigide 19 et le fuselage 18, et d'autre part, grâce à la liaison spécifique entre ledit élément d'espacement porteur rigide 19 et la voilure 2 selon laquelle cette dernière a une possibilité limitée de se mouvoir par rapport audit élément d'espacement porteur rigide 19, notamment dans une direction parallèle à l'axe dudit élément, c'est-à-dire, pratiquement, en direction verticale.
La figure 24 et, surtout la figure 25, illustrent, schématiquement, un exemple d'agencement permettant de conférer une liberté de mouvement d'amplitude limitée de la voilure 2 par rapport au sommet de la colonne porteuse 19, notamment dans une direction parallèle à l'axe de cette dernière.
Afin de réaliser la liaison spécifique entre l'élément de maintien rigide 19 et l'aile 2 selon laquelle cette dernière possède une possibilité limitée de se mouvoir par rapport audit élément d'espacement rigide 19, ce dernier est muni, à sa partie supérieure, de deux anneaux superposés 37a et 37b à l'intérieur desquels est inséré un axe secondaire de maintien 39. L'axe secondaire de maintien 39 joue le rôle de liaison intermédiaire entre l'élément d'espacement rigide 19 et l'aile 2, et sa présence participe à l'obtention de la liberté limitée de mouvement entre ledit élément d'espacement rigide 19 et ladite aile 2. L'axe secondaire de maintien 39 possède deux butées d'arrêt 39a, 39b, la butée d'arrêt 39a l'empêche de descendre à travers les anneaux 37a et 37b, tandis que la butée d'arrêt 39b le maintient solidaire de la partie supérieure de l'élément d'espacement rigide 19, de telle sorte que l'axe secondaire de maintien 39 est solidaire de l'élément d'espacement rigide 19 et ne peut s'en éloigner que légèrement, par le positionnement des deux anneaux superposés 37a, 37b, qui sont placés entre les deux butées d'arrêt 39a, 39b. Cette disposition permet ainsi à l'axe support secondaire 39 d'être maintenu solidaire au-dessus de l'élément d'espacement rigide 19, tout en ayant une liberté de mouvement (ascendant et descendant) par rapport à celui-ci.
Cet agencement permet également à l'axe secondaire 39 supportant la voilure 2 et, par conséquent, à cette dernière, des mouvements d'inclinaison d'amplitude limitée, dans toutes les directions, par rapport à l'élément d'espacement rigide 19.
Par ailleurs, l'axe secondaire de maintien 39 est lié à l'aile gonflable 2 par l'intermédiaire d'une liaison de type pivot 38 avec un élément longitudinal d'ossature 24, lequel élément d'ossature 24 est fixé à l'aile souple 2.
Cette liaison pivot 38 se situe dans la partie médiane de la voilure souple 2, à proximité de son bord d'attaque 9. Le système constitué des deux éléments de liaison rigide 19 et 39 et l'agencement particulier de ces derniers permettent, d'une part, de maintenir l'aile 2 au-dessus et à distance du fuselage 18, lorsque l'aéronef est au sol, et d'autre part, de donner à l'aile gonflable 2 toute liberté de mouvement nécessaire à son fonctionnement optimal en phase de vol.
On comprend que c'est la longueur entre les deux butées 39a et 39b d'une part, et la longueur entre les deux anneaux 37a et 37b et les diamètres respectifs de ces derniers d'autre part, qui définissent la liberté de mouvement (ascendant ou descendant) autorisée à l'aile 2 par rapport à l'élément d'espacement rigide 19 ainsi que les limites de cette liberté de mouvement. Il est à noter qu'au sol, lorsque l'aéronef est au repos, les suspentes et élévateurs 20 sont aussi au repos, n'étant pas tendus par aucune force de traction : l'aile souple 2 est alors supportée uniquement par l'élément d'espacement rigide 19 qui la supporte totalement, par l'intermédiaire de l'axe secondaire de maintien 39.
Parallèlement, la présence du dispositif d'espacement porteur 19-39 de l'aile souple 2 offre à celle-ci la possibilité de travailler en compression, ce qui n'est pas le cas des ailes de parapente qui sont uniquement fixées par des éléments souple du type suspentes et élévateurs. L'aéronef possède au moins un axe d'accrochage 21 , fixé au poste de conduite 1 (fuselage ou autre) comme indiqué précédemment, pour recevoir les suspentes et élévateurs 20 et permettre de fixer et de répartir ces derniers sur une grande largeur et une surface d'accrochage plus ou moins importante. En outre, le choix des matériaux pour fabriquer les axes d'accrochage 21 doit faire en sorte à réaliser une augmentation graduelle de la souplesse des axes d'accrochage 21 au fur et à mesure que les points d'accrochage des suspentes s'éloignent latéralement du fuselage, de telle sorte que l'aile 2 qui est fixée aux axes d'accrochage 21 par l'intermédiaire des suspentes et élévateurs 20, présente une plus grande souplesse de mouvement ascensionnel à ses deux extrémités latérales, lesquelles extrémités latérales de l'aile 2 possèdent alors la faculté de s'incurver légèrement vers le ciel, notamment en situation de virage, ce qui améliorera d'autant la stabilité de l'aile dans les différentes phases de vol. Autrement dit l'axe d'accrochage 21 ou chaque axe d'accrochage 21 doté d'une capacité de flexion élastique possède un degré de flexibilité croissant en direction de son ou de chacune de ses extrémité(s) libre(s) de sorte à présenter ainsi une ou des portions d'extrémité 21 a déformable(s) élastiquement.
La figure 28 montre un aéronef réalisé sous forme d'un appareil biplan comportant deux plans de sustentation et, plus précisément, deux ailes gonflables 2A, 2B réalisées de la manière précédemment indiquée, dans le but d'augmenter la surface de la voilure, notamment dans le cas d'un poids total volant élevé.
Ces ailes gonflables 2A et 2B sont décalées l'une par rapport à l'autre, verticalement et en direction longitudinale.
Une bouche d'entrée d'air 35 est installée à proximité et en arrière du propulseur motorisé 3.
Une partie de l'air ou autre fluide gazeux soufflé dans la bouche 35 par l'action du propulseur motorisé 3 est véhiculée jusqu'au volume de gonflage de l'aile 2A par l'intermédiaire d'un conduit comprenant par exemple une conduite 14A et une colonne porteuse 19A raccordée à ladite conduite, et une autre partie de l'air ou autre fluide gazeux soufflé dans ladite bouche est acheminée jusqu'au volume de gonflage de l'aile 2B par l'intermédiaire d'un conduit comprenant, par exemple, une dérivation 14B branchée sur la conduite 14A et une colonne porteuse 19B raccordée à ladite dérivation.
Toujours dans le but d'augmenter la surface de la voilure de l'aéronef, il est aussi possible de réaliser un appareil du genre biplan comportant une aile gonflable 2A qui peut être déployée et maintenue en situation déployée par un courant ou flux d'air ou autre fluide gazeux insufflé par le haut dans le volume de gonflage de ladite aile, et une aile gonflable 2B qui peut être gonflée et maintenue en situation gonflée par un courant ou flux d'air ou autre fluide gazeux insufflé par le bas dans le volume de gonflage de ladite aile 2B (figure 29). Ces deux ailes 2A, 2B, peuvent avoir une configuration identique à celle des différents modes d'exécution de l'aile 2 précédemment décrits et illustrés par les figures des dessins ; elles sont simplement adaptées, dans leur partie centrale, au type de propulseur motorisé utilisé pour réaliser leur gonflage.
Selon l'exemple de réalisation illustré, le gonflage de l'aile 2A est assuré par un procédé et un dispositif analogue à ceux qui ont été précédemment décrits en relation avec les figures 1 et 2, tandis que le gonflage de l'aile 2B est obtenu par la mise en œuvre d'un procédé et d'un dispositif suivant lesquels une partie du courant ou flux d'air engendré par le fonctionnement du propulseur motorisé 3 est acheminée jusqu'à l'ouverture d'entrée d'air de la deuxième aile gonflable 2B par l'intermédiaire d'un conduit comprenant, par exemple, une conduite 14C dont la bouche d'entrée 35A est disposée à proximité et au- dessous du propulseur motorisé 3 et une colonne porteuse 19C reliant le fuselage 18 et ladite deuxième aile gonflable à laquelle est raccordée ladite conduite.
La figure 30 montre un aéronef réalisé sous forme de paramoteur, utilisant l'aile gonflable 2 munie de deux chambres de gonflages 6A et 6B, le gonflage de la chambre 6B étant réalisée par une partie du courant ou flux de fluide gazeux soufflé par le propulseur motorisé 3 de l'aéronef, l'aile gonflable 2 étant reliée au poste de conduite 1 , par exemple au fuselage 18, uniquement par des éléments de maintien souples du genre suspentes et élévateurs 20, les ouvertures d'admission d'air 12 n'étant pas équipées de clapets anti-retour 13, l'aile gonflable 2 ne disposant d'aucun élément de rigidification, des orifices de communication 15 étant ménagés dans la paroi séparatrice 7, de préférence à proximité du bord de fuite (16) pour permettre d'insuffler une partie du fluide gazeux dans la première chambre de gonflage (6A), le fluide gazeux ayant transité au préalable dans la deuxième chambre de gonflage (6B).
Les applications du procédé et de l'aéronef selon l'invention sont nombreuses et variées.
Cet aéronef peut constituer un nouveau moyen de transport aérien de personnes et/ou de marchandises, utilisant les vents naturels. Il peut en outre notamment :
- être exécuté sous forme d'avions pilotés à distance (par exemple pour le transport de marchandises), ce qui permet de supprimer les risques de dommages corporels, avec un coût de transport réduit ;
- être agencé pour constituer un όrone de surveillance ;
- trouver des applications dans le domaine des activités aérospatiales, par exemple : transport de satellites ;
être appliqué dans le domaine de l'aéromodélisme ;
- faire l'objet d'applications diverses dans le domaine des loisirs.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de locomotion aérienne applicable à un aéronef polyvalent comportant, d'une part, au moins un poste de pilotage (1) équipé d'au moins un propulseur motorisé (3) capable d'assurer un déplacement aérien dudit aéronef et, d'autre part, au moins une aile souple gonflable (2), comportant une toile supérieure ou paroi souple d'extrados (4) et une toile inférieure ou paroi souple d'intrados (5) délimitant un volume gonflable (6) et définissant, ensemble, en situation de déploiement, un bord avant ou bord d'attaque (9) et un bord postérieur ou bord de fuite (16), caractérisé en ce que le gonflage et le maintien à l'état gonflé de l'aile gonflable (2) sont obtenus par la mise en oeuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, soit un premier système de gonflage utilisant un dispositif ou agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable (6) de la voilure (2), et un deuxième système de gonflage utilisant l'admission d'air, en situation de vol, dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, à travers des ouvertures d'entrée d'air (12), prévues le long du bord d'attaque (9) de ladite voilure et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci.
2. Aéronef polyvalent du genre comportant, d'une part, au moins un poste de pilotage (1) équipé d'au moins un propulseur motorisé (3) capable d'assurer un déplacement aérien dudit aéronef, et, d'autre part, au moins une aile souple gonflable (2) comprenant une toile supérieure ou paroi souple d'extrados (4) et une toile inférieure ou paroi souple d'intrados (5) délimitant, ensemble, un volume gonflable (6) et définissant, en situation de déploiement, un bord d'attaque (9) et un bord de fuite (16), caractérisé en ce qu'il est agencé pour autoriser la mise en œuvre, concurremment ou successivement, de deux systèmes de gonflage distincts, ledit aéronef comportant, à cet effet, d'une part, un dispositif ou un agencement permettant d'insuffler un gaz sous pression dans la totalité ou dans une partie seulement du volume gonflable (6) de la voilure, et, d'autre part, des ouvertures d'entrées d'air (12) réparties le long du bord d'attaque (9) de la voilure et débouchant dans le volume gonflable de celle-ci pour permettre l'admission d'air dans la totalité ou dans une partie seulement dudit volume gonflable, en situation de vol.
3. Procédé selon la revendication 1 , suivant lequel le gaz sous-pression ou l'air de gonflage est admis dans la totalité du volume gonflable (6) de la voilure (2) et les ouvertures d'entrée d'air (12) sont munies de valves anti-retour (13).
4. Procédé suivant la revendication 1 , applicable à un aéronef dont le volume de gonflage total comprend une première chambre (6A) et une deuxième chambre (6B) de gonflage, superposées et séparées par une toile ou paroi souple intermédiaire (7), le gonflage de ladite première chambre (6A) étant obtenu par admission d'air à travers les ouvertures (12) réparties le long du bord d'attaque (9) de la voilure (2), et munies ou non d'une valve anti-retour (13), tandis que le gonflage de ladite deuxième chambre (6B) est obtenu au moyen d'un gaz sous pression, caractérisé en ce que le gonflage dudit volume de gonflage (6) ou de ladite deuxième chambre de gonflage (6B) est réalisé par insufflation :
d'un gaz comprimé (par exemple : hélium, hydrogène, azote, air comprimé) renfermé dans une bouteille ou dans un réservoir ;
ou d'air comprimé fourni par un compresseur ;
- ou d'un courant ou flux de fluide gazeux soufflé par le propulseur motorisé (3) de l'aéronef.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 , 3 ou 4, caractérisé en ce que l'on réalise le gonflage du volume gonflable (6) ou de la deuxième chambre de gonflage (6B) de l'aile gonflable (2) au moyen d'une partie d'un courant ou flux d'air descendant produit par une hélice motorisée (3) installée dans la partie centrale de ladite aile gonflable (2).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 3 à 5, caractérisé en ce que l'air ou le fluide gazeux insufflé dans le volume gonflable (6) de l'aile (2) est évacué par des orifices d'échappement (33) ménagés dans la toile inférieure (5) de ladite aile, de préférence au voisinage du bord de fuite de celle-ci.
7. Procédé suivant l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce qu'au moins une partie du fluide gazeux insufflé dans la deuxième chambre de gonflage (6B) de la voilure (2), est insufflée dans la première chambre de gonflage (6A) via des orifices de communication (15) ménagés dans la paroi séparatrice (7), de préférence à proximité du bord de fuite (16) de ladite voilure.
8. Aéronef polyvalent selon la revendication 2, comportant un unique volume de gonflage (6), caractérisé en ce que les ouvertures d'entrée d'air (12) sont munies de clapets anti-retour (13).
9. Aéronef polyvalent selon la revendication 2, caractérisé en ce que la voilure (2) comporte une toile intermédiaire ou paroi souple intermédiaire (7) disposée entre la paroi souple d'extrados (4) et la paroi souple d'intrados (5), de sorte que le volume gonflable total est constitué de deux chambres superposées de gonflage, à capacité variable, soit une première chambre de gonflage (6A) dans laquelle débouchent les ouverture d'entrée d'air (12) ménagées le long du bord d'attaque (9) de la voilure (2) et munies ou non de valves anti-retour (13), et une deuxième chambre de gonflage (6B), de préférence disposée au-dessous de ladite première chambre (6A), et dans laquelle débouche la conduite (14) d'admission de gaz sous pression.
10. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 2 ou 9, caractérisé en ce que la toile inférieure ou paroi souple d'intrados (5) de l'aile gonflable (2) est pourvue d'orifices d'échappement (33), de préférence à proximité du bord de fuite (16) de ladite aile.
11. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 9 ou 10, caractérisé en ce que des orifices (15) mettant en communication la deuxième chambre de gonflage (6B) et la première chambre de gonflage (6A) sont ménagés dans la paroi séparatrice (7), de préférence à proximité du bord de fuite (16) de la voilure (2).
12. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 2, ou 8 à 11 , caractérisé en ce que le propulseur motorisé équipant ledit aéronef est constitué par une hélice (3), ou par un turbomoteur, ou par un turbopropulseur ou par un réacteur ou par un turboréacteur, dont le fonctionnement génère un courant ou flux de fluide gazeux et ledit aéronef comporte un agencement permettant de récupérer et d'insuffler au moins une partie du courant ou flux de fluide gazeux soufflé par ledit propulseur, à l'intérieur du volume de gonflage (6) ou de la deuxième chambre gonflable (6B) de la voilure gonflable (2).
13. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 12, caractérisé en ce qu'il est équipé ou agencé pour être équipé d'une bouteille ou réservoir de gaz sous pression (air comprimé, azote, hélium, hydrogène, ...) permettant le gonflage du volume de gonflage (6) ou de la deuxième chambre de gonflage (6B) de l'aile gonflable (2).
14. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 2 ou 8 à 13, caractérisé en ce que l'aile souple gonflable (2) est reliée au poste de conduite (1), par exemple au fuselage (18) dudit aéronef, d'une part, par un élément d'espacement rigide (19), par exemple constitué par une colonne tubulaire ou par un mât rigide, permettant de maintenir ladite aile au-dessus et à distance dudit poste de conduite, et, d'autre part, par des éléments de maintien souples, par exemple du genre suspentes et élévateurs (20).
15. Aéronef polyvalent selon la revendication 14, caractérisé en ce que ledit élément d'espacement rigide (19) est relié au châssis (22) ou au fuselage (18) dudit aéronef par l'intermédiaire d'une articulation (26-27) permettant un pivotement dudit élément d'espacement rigide (19) de l'avant vers l'arrière et vice-versa, des butées (28a, 28b) limitant l'amplitude du pivotement.
16. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 14 ou 15, caractérisé en ce que l'élément d'espacement rigide (19) est rattaché à la voilure (2) par des moyens (37a, 37b, 39, 39a, 39b) autorisant un mouvement d'amplitude limitée de ladite voilure, par rapport au sommet dudit élément d'espacement rigide, dans une direction parallèle à l'axe de ce dernier.
17. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 14 à 15, caractérisé en ce que l'élément d'espacement rigide (19) est rattaché à la voilure (2) par l'intermédiaire d'un axe secondaire (39) et de moyens (37a, 37b, 39a, 39b) permettant des mouvements d'inclinaison d'amplitude limitée dudit axe secondaire (39) et, par conséquent, de la voilure (2), dans toutes les directions, par rapport audit élément d'espacement rigide (19).
18. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 14 à 17, caractérisé en ce que le dispositif d'espacement (19, 37a, 37b, 39, 39a, 39b) est relié à la voilure au moyen d'une articulation (38).
19. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 14 à 18, caractérisé en ce que le fuselage (18) est muni d'au moins un axe (21) pour l'accrochage des suspentes et élévateurs (20).
20. Aéronef polyvalent selon la revendication 19, caractérisé en ce que l'axe d'accrochage (21) ou chaque axe d'accrochage (21) est doté d'une capacité de flexion élastique et possède un degré de flexibilité croissant en direction de son ou de chacune de ses extrémité(s) libre(s), de sorte à comporter ainsi une ou des portions d'extrémité (21 a) déformable(s) élastiquement.
21. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 14 à 20, caractérisé en ce que les butées (28a, 28b) ont une position réglable, de sorte à permettre un réglage de l'amplitude du pivotement de l'élément d'espacement rigide (19).
22. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 21 , caractérisé en ce que le propulseur motorisé (3) est constitué par une hélice capable d'effectuer le déplacement en translation dudit aéronef, cette hélice étant entraînée en rotation par un moteur thermique (29), ou par un moteur électrique, ou par un turbomoteur, ou par un turbopropulseur ou par un réacteur ou par un turboréacteur, situé au niveau du poste de pilotage (1), un conduit (14-19) pourvu d'une bouche d'entrée (35) disposée à proximité et à l'arrière dudit propulseur motorisé (3) et d'une extrémité traversant la toile inférieure (5) de l'aile gonflable (2) et débouchant dans le deuxième volume de gonflage (6B) de cette dernière, assure la récupération d'une partie du courant ou flux de fluide gazeux ascendant soufflé par ledit propulseur motorisé (3) et son insufflation dans ledit volume de gonflage.
23. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 14 à 22, caractérisé en ce que la colonne porteuse rigide (19) reliant le fuselage (18) et l'aile gonflable (2) dudit aéronef constitue un tronçon du conduit (14-19) de récupération et d'acheminement du fluide gazeux de gonflage.
24. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 22 ou 23, caractérisé en ce qu'au moins la partie de raccordement (14a) de la conduite (14) de récupération et d'acheminement du fluide gazeux de gonflage à la voilure gonflable (2), est réalisée dans un matériau souple permettant des mouvements angulaires et des mouvements montants et descendants de ladite voilure (2), par rapport audit élément d'espacement (19).
25. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 8 à 21 , caractérisé en ce que le propulseur motorisé (3) est constitué par une hélice capable d'assurer le déplacement ascendant et descendant dudit aéronef et disposée dans une bouche d'aspiration (31) traversant la toile supérieure (4) et la toile séparatrice (7) de l'aile gonflable (2) et débouchant dans la deuxième chambre de gonflage (6B) de cette dernière, la toile inférieure (5) de ladite aile gonflable (2) délimitant ladite deuxième chambre de gonflage (6) étant pourvue, dans sa partie centrale, d'une ouverture (32) disposée au- dessous de ladite hélice (3) pour permettre l'évacuation vers le bas de la partie du souffle d'air qui n'est pas insufflée dans ladite deuxième chambre de gonflage (6B).
26. Aéronef polyvalent selon la revendication 25, caractérisé en ce qu'une toile ou volet souple rétractable est fixé sur la toile inférieure (5) de l'aile (2) à proximité de l'ouverture centrale (32), pour permettre la fermeture partielle ou complète de ladite ouverture (32), lors du vol plané.
27. Aéronef polyvalent suivant l'une des revendications 25 ou 26, caractérisé en ce que l'entraînement en rotation de l'hélice (3) est assuré par un moteur (29) installé au niveau du fuselage (18) dudit aéronef et relié à ladite hélice (3) par un arbre de transmission (30) de préférence logé dans une colonne tabulaire (19) reliant l'aile gonflable (2) et le poste de conduite (1) de l'engin.
28. Aéronef polyvalent selon l'une des revendications 2 ou 8, caractérisé en ce que les toiles supérieure (4) et inférieure (5) délimitant le volume de gonflage (6) de l'aile gonflable (2) sont reliées entre elles par des éléments de séparation transversaux souples (8) espacés, ces éléments présentant la forme d'un profil d'aile d'avion et comportant des orifices (1 1) permettant le déplacement du fluide gazeux dans l'ensemble dudit premier volume fermé de gonflage (6) de ladite aile gonflable.
29. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 9 à 28, caractérisé en ce que, d'une part, la paroi d'extrados (4) et la paroi séparatrice (7) délimitant la première chambre de gonflage (6A) et, d'autre part, ladite paroi séparatrice (7) et la paroi d'intrados (5) délimitant la deuxième chambre de gonflage (6B), sont reliées, entre elles, par des éléments de séparation transversaux souples (8a, 8b) permettant de constituer une pluralité de caissons gonflables juxtaposés à l'intérieur des deux chambres superposées (6A, 6B) de l'aile gonflable (2), et communiquant entre eux par des orifices (11 a, 11 b) prévus dans lesdits éléments de séparation.
30. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 2 ou 7 à 29, caractérisé en ce que la voilure gonflable (2) comporte un longeron (24) installé longitudinalement, à proximité du bord d'attaque (9) de l'aile gonflable.
31. Aéronef polyvalent selon la revendication 30, caractérisé en ce que le longeron (24) possède une longueur variable, ledit longeron comportant, par exemple, une partie centrale tubulaire fixe (24a) et deux parties d'extrémité (24b) montées avec une aptitude de coulissement axial dans ladite partie centrale.
32. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 31 , caractérisé en ce que l'aile gonflable (2) comporte des armatures (25) orientées transversalement, du bord d'attaque (9) au bord de fuite (16) de l'aile gonflable (2), ces éléments présentant la forme d'un profil d'aile d'avion et étant fixés aux toiles supérieure (4) et inférieure (5), respectivement.
33. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 32, caractérisé en ce qu'il est équipé, au niveau de son fuselage (18), d'un deuxième dispositif de propulsion (30) destiné à produire une force de poussée supplémentaire, ce deuxième dispositif de propulsion étant par exemple constitué par une hélice motorisée ou par un réacteur capable d'assurer le déplacement en translation de l'aéronef.
34. Aéronef polyvalent suivant l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 33, caractérisé en ce que le conduit de fluide gazeux (14-19) est pourvu d'orifices, dans sa partie la plus basse, afin de permettre l'évacuation de l'eau de pluie ou autre liquide éventuellement infiltré dans ledit conduit.
35. Aéronef polyvalent selon l'une quelconque des revendications 2 ou 8 à 15, ou 19 et 20, ou 22, ou 24 à 26, ou 28 à 34, caractérisé en ce que l'aile gonflable (2) est reliée au poste de conduite (1), par exemple au fuselage (18), par des éléments de maintien souples du genre suspentes et élévateurs (20), l'aile gonflable (2) étant munie de deux chambres de gonflages (6A) et (6B), le gonflage de la chambre (6B) étant réalisé par une partie du courant ou flux de fluide gazeux soufflé par le propulseur motorisé (3) de l'aéronef, les ouvertures d'admission d'air (12) étant démunies de clapets anti-retour (13), des orifices de communication (15) étant ménagés dans la paroi séparatrice (7), de préférence à proximité du bord de fuite (16) pour permettre d'insuffler une partie du fluide gazeux dans la première chambre de gonflage (6A), le fluide gazeux ayant transité au préalable dans la deuxième chambre de gonflage (6B).
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