WO2015189684A1 - Convertible tilt-wing aircraft - Google Patents

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WO2015189684A1
WO2015189684A1 PCT/IB2015/000918 IB2015000918W WO2015189684A1 WO 2015189684 A1 WO2015189684 A1 WO 2015189684A1 IB 2015000918 W IB2015000918 W IB 2015000918W WO 2015189684 A1 WO2015189684 A1 WO 2015189684A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wing
fuselage
aircraft
aircraft according
nacelle
Prior art date
Application number
PCT/IB2015/000918
Other languages
French (fr)
Inventor
Etienne VANDAME
Original Assignee
BERMOND, Gérome
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by BERMOND, Gérome filed Critical BERMOND, Gérome
Publication of WO2015189684A1 publication Critical patent/WO2015189684A1/en

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Classifications

    • 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
    • B64C29/0033—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 tiltable relative to the fuselage

Definitions

  • the present invention relates to the aeronautical field, more particularly to the field of convertible aircraft with tilting winged rotor rotors fixed at the end of the wing, these streamlined rotors being called "nacelles”.
  • FR 1,406,674 and US 3,061,242 teach such aircraft with fixed wings and swivel pods at the end of the wing. Depending on the position of the nacelles, these aircraft may either move vertically with a low translational speed as helicopters in a "helicopter” mode, or move horizontally at higher speeds such as aircraft in a airplane mode ".
  • the present invention aims to overcome one or more of the disadvantages of the prior art by providing a more stable and more controllable tilting wing aircraft whose mass would be reduced as well as the cost of manufacture.
  • the invention relates to a convertible aircraft with a tilting wing comprising:
  • first nacelle comprising a first ducted rotor and a second nacelle comprising a second ducted rotor
  • the two nacelles being each integral with one end of the tilting portion of the tilting wing
  • the planes of the rotors being in the extension of the axis of rotation of the tilting portion of the wing, to avoid any bending moment caused by the thrust of the rotors, the axis of rotation corresponding to an axis of rotation of the wing-pod assembly.
  • the planes of the rotors substantially contain the axis of rotation of the tilting portion of the wing, the axis containing the centers of the rotors being substantially offset relative to the axis of rotation of the tilting portion of the wing.
  • the aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles according to the phases of flight. desired from a vertical, horizontal or transient flight, depending on the pilot's choice.
  • the actuating mechanism of the tilting portion is disposed on the top of the fuselage in a fixed part of the fixed wing of the top of the fuselage, the tilting portion of the wing forming a U-shaped cutout, whose legs come to nest in horizontal flight position in the fixed part, to minimize drag and whose central part of the U overlooks the fuselage and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position.
  • the fixed part of the fused wing of the top of the fuselage has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage and backwards relative to the fuselage. the fairings of the nacelles.
  • the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the tilting portion of the wing, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the fuselage to ensure the tilting of the tilting part of the wing.
  • the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the fuselage, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the tilting portion of the wing to ensure the tilting of the tilting part of the wing.
  • the axis of rotation is aligned with the center of thrust naces, located at about 30% of the rope fairings nacelles, starting from the front and moving backwards.
  • leading edges of the tilting portion of the wing and the joint between the tilting portion of the wing and the nacelles are optimized to send the marginal vortices of the wing to the outside of the nacelles.
  • the aircraft further comprises at least one engine whose torque is adapted to be transmitted, by a transmission box included in the fuselage, to two transmission shafts installed in bearings integral with the fuselage and passing through bearings to drive the rotors of the nacelles.
  • an electric generator is coupled to a heat engine and an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the propeller cones of each nacelle.
  • the two transmission shafts are extended by cardan shafts capable of driving the rotors of the nacelles.
  • the wing is equipped with moving attack nozzles, airbrakes, fins or flaps high lift.
  • the first nacelle comprises a first flap at least partially movable at the output of the first streamlined rotor, the second nacelle comprising a second flap at least partially movable at the outlet of the second ducted rotor, the first flap and the second flap being mounted in rotation about axes substantially parallel to the axis of rotation of the wing.
  • the first component and the second component extend at least over the entire width of the first nacelle and respectively the second nacelle.
  • first flap and the second flap are selectively operable by a mechanism either symmetrically or asymmetrically.
  • the transmission of power to the rotors is performed by electric cables in the case where the rotors are actuated by electric motors.
  • each nacelle comprises in each helical cone a mechanical gearbox and the means of varying the pitch of each rotor.
  • each nacelle comprises a helical cone secured to the fairing by means of a cross member whose two ends are fixed to the fairing, said helical cone incorporating either the return box or an electric motor.
  • each nacelle comprises another cross perpendicular to the first cross thereby forming a cross inside the fairing.
  • the aircraft further comprises a shrouded rotor installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage.
  • the ducted rotor is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft, the aircraft comprising two duck-type wings located on either side of the fuselage.
  • the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer and at least one drift.
  • the stabilizer or stabilizers and the or drift are respectively equipped with at least one elevator and / or at least one rudder.
  • FIG. 1 is a perspective view of a fuselage whose nacelles are oriented in airplane mode
  • FIG. 2 is a perspective view of a fuselage whose nacelles are oriented in helicopter mode
  • FIG. 3 is a top view of the wing-pod assembly in transparency
  • FIG. 4 is a transverse view of the wing actuator for an "airplane" mode
  • FIG. 5 is a view from above of the wing representing the tilting portion of the wing and the fixed part of the wing for an "airplane" mode
  • FIG. 6 represents a diagram of the forces applied to a system of tilting nacelles fixed at the end of the wing
  • FIG. 7 is a diagram of the forces applied to a structurally continuous wing-pod configuration
  • FIG. 8 is a diagram showing the position of the transmission shafts of the engine torque to the rotor relative to the axis of rotation of the tilting wing
  • Figure 9 shows a perspective view of the actuating mechanism ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles and the gearbox for a "helicopter" mode.
  • the same elements present in several separate figures are assigned a single reference.
  • the invention provides a tilting wing relative to a fuselage and at least two nacelles (N1, N1), each fixedly mounted at the ends of a tilting portion (AB) of the wing.
  • the tilting part (AB) of the wing is monobloc with the nacelles (N1, N2) to form a wing-pod assembly.
  • the tilting portion (AB) of the wing constitutes a continuous structure of a nacelle (N1, N2) to another. Said structure tilts about an axis (A) of rotation substantially transverse to the fuselage (F), preferably perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F).
  • the rotational drive systems of the wing-pod assembly are attached to the fuselage itself. Their positioning on the axis (A) of rotation transverse to the fuselage (F) is free, unlike an actuator system located exclusively at the end of the wing.
  • the attachment points of the nacelles on the wings are bearings.
  • the balance of the forces applied on all the wings (10) and the nacelles (N1) is the equality between the forces (F0) of thrust of the nacelles (N1 ) and the forces (Fa, Fb) applied to the connection between the wing and the fuselage.
  • the forces (F0) of thrust pods (N1) is half the weight of the aircraft if there is a nacelle at each end of the wing.
  • Da is the distance between the thrust axis of the nacelle and the outermost attachment point of the fuselage to which the force Fa is applied.
  • Db is the distance between the thrust axis of the nacelle and the point d the inner tie closest to the fuselage to which the force Fb is applied.
  • a big pitching moment is. generated by the aerodynamics of the nacelles.
  • the most advantageous is the nacelle center of push which corresponds to the center of application of the lift, located at about 30% of the fairing rope of said nacelles, starting from the front and moving towards the rear, c is the tail of the fuselage.
  • the continuous wing-pod structure has the advantage of being easily designed so that its axis of rotation is in alignment with the center of thrust of the shrouds, thus limiting the mass of the rotating system.
  • several advantages also exist in the aerodynamic field.
  • the wing-pod assembly in the "helicopter" position allows easy visual and manual access to the rotation systems, with a view to pre-flight visits and / or periodic maintenance.
  • the invention thus offers the possibility of mass producing a convertible aircraft that naturally meets the requirements of design, reliability, cost, and aeronautical certification rules.
  • the invention further comprises at least any of the following:
  • the configuration is set in motion by one or more rotation systems.
  • Each rotation system consists of a gear fixed on the fuselage (F) and an actuator fixed on a tilting part (AB) of the wing, or vice versa.
  • the actuators are electric or hydraulic.
  • the configuration can be rotated by any linear or rotary actuating system, including purely mechanical, in particular by means of arms and connecting rods.
  • the configuration accommodates a main transmitting box (BT).
  • the transmission of power between said box and the gearboxes housed in each nacelle is made by transmission shafts (AT1, AT2) secured to the fuselage by bearings (D1, D2, D3, D4).
  • the transmission of the power can also be done by electric cables in the case where the rotors are driven by electric motors.
  • the two parts (AB, AF) of the wing are located at the upper level of the fuselage (F).
  • the rear part of the wing can be fixed (AF), not interfering, in its displacement, with the shape of the fuselage (F) or the sight of the passengers. It can be used to store fuel, as in a conventional aircraft, and even accommodate flaps. This rear part or otherwise called fixed part (AF) could also have the possibility to move independently of the front part.
  • AF fixed part
  • the wing can be provided with any control system usually used on conventional aircraft, namely in particular mobile attack nozzles, air brakes on the upper surface, or fins. It can also accommodate high lift flaps to change the lift.
  • the wing extends in a direction substantially perpendicular to the fuselage of the aircraft, and may, alternatively, have an arrow backwards or forwards, or dihedron.
  • the configuration makes it possible to house any means of control of the aircraft, in particular any mechanical or electrical controls intended to actuate any control means housed in the nacelles.
  • the configuration has protection fairings of all or part of the mechanical, electrical or hydraulic systems it houses.
  • the convertible aircraft comprises a fuselage (F) and a wing (AB, AF) which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F). At least a portion (AB) of the wing is tilting relative to the fuselage along an axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage (F).
  • the aircraft further comprises a first nacelle (N1) comprising a first streamlined rotor (R1) (C1) and a second nacelle (N2) comprising a second streamlined rotor (R2) (C2).
  • the two nacelles (N1, N2) are integral with the wing (AB) at both ends of the wing.
  • the aircraft may comprise reinforcements (12) to reinforce the connection between the tilting portion (AB) of the wing and the nacelles (N1, N2).
  • a reinforcement (12) can be installed at each link.
  • the planes of the rotors (R1, R2) substantially contain the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing.
  • the axis passing through the centers of the rotors is substantially offset with respect to the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing.
  • the intention is to align as closely as possible the axis passing through the nacelle center of thrust with the axis (A) of rotation of the tilting part (AB) of the wing.
  • the planes of the rotors and the axis (A) can be shifted by up to 30% of the wing rope.
  • Each nacelle (N1, N2) comprises a helical cone (4, 5) integral with the fairing (C1, C2) by means of a cross member (T1, T2) whose two ends are fixed to the fairing (C1, C2 ), said helical cone incorporating either a return box or an electric motor
  • Each nacelle can comprises another cross perpendicular to the first cross (T1, T2) thus forming a cross inside the fairing (C1, C2).
  • Each nacelle (N1, N2) comprises in each helical cone (4, 5) a mechanical gearbox and the means for varying the pitch of each rotor (R1, R2).
  • the invention comprises a wing which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F).
  • the wing (AB) is divided into two parts.
  • a first portion (AB) before is tilting relative to the fuselage (F) along the axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F).
  • a rear portion (AF) is fixed and secured to the fuselage F.
  • the actuating mechanism of the tilting portion (AB) is disposed on the top of the fuselage (F) in a fixed portion (AF) of the fixed wing of the fuselage top (F).
  • the tilting part (AB) of the wing forms a U-shaped cut, the legs of which are nested in horizontal flight position in the fixed part (AF) and whose central part of the U is overhanging the fuselage (F) and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position.
  • the fixed part (AF) of the fixed wing of the top of the fuselage (F) has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage (F) and towards the rear relative to the fairings (C1, C2) of the nacelles (N1, N2).
  • the configuration according to the invention also comprises two nacelles (1 and N2), optionally equipped with any means for controlling the aircraft.
  • Each nacelle (N1, N2) is a propulsion member of the aircraft and comprises an inner fairing (C1, C2), and at least one rotor (R1, R2), provided with blades and configured to rotate inside each inner fairing (C1, C2).
  • the nacelles (N1 and N2) are located at the end of the tilting part of the wing (AB).
  • the tilting portion of the wing comprises longitudinal members, preferably two, (L1 and L2), the semi-circular ends of which (SC1 and SC2) are integral with the fairings (C1 and C2) of the nacelles. (N1 and N2), in particular by means of bolts.
  • the assembly thus forms a continuous structure which makes it possible to limit the points of application of the forces and to simplify the structural reinforcements (12) necessary for the absorption of the forces.
  • the aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting part (AB) of the wing and the nacelles (N1, N2) as a function of the desired flight phases from a vertical, horizontal or transient flight.
  • the actuating mechanism comprises at least one actuator (E1, E2), equipped with a pinion (P1, P2), and a half-gear (RD1, RD2).
  • the actuator or actuators (E1 and E2) are integral with the wing, while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the fuselage (F), and implanted at its master torque, c that is to say of its widest section, and consequently the most resistant.
  • the actuator or actuators (E1 and E2) can be integral with the fuselage (F), while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the tilting portion of the wing (AB).
  • Linear actuators can replace sprockets and sprockets.
  • the rotation of the tilting portion of the wing can be generated by any type of actuator, whether electrical, hydraulic or thermal, together with a gear transmission or belts. It can also be generated by any manual mechanical system, in particular transmitted by arms and rods. This increases the security in configuring a manual emergency system, which can be activated by the pilot in the event of a fault in the electrical or hydraulic system.
  • the tilting portion of the wing (AB) rotates on two bearings (RL2 and RL3), integral with the fuselage (F).
  • the aircraft comprises at least one engine whose torque is transmitted by a main transmission gearbox (BT) to two transmission shafts (AT1 and AT2), installed in bearings (D1, D2, D3, D4) integral with the fuselage (F).
  • the gearbox (BT) is included in the fuselage (F).
  • Said transmission shafts (AT 1 and AT 2) are provided at their end with universal joints (CC1 and CC2), making it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1 and R2) according to the angle induced by the needs of the position of the nacelle (N1, N2).
  • the driveshafts (AT1 and AT2) pass through bearings (RL1 and RL2).
  • the axis (A) of rotation of the wing-pod assembly is shifted with respect to the straight line (B) comprising the connection points (13) between the transmission shafts (T) and the return boxes of each rotor (R1, R2) which transmit the engine torque to the rotors provided by the driveshafts.
  • the gimbals (CC1, CC2) thus make it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1, R2) despite the offset.
  • Said gimbals (CC1, CC2) also make it possible to optimize the position of the rotors (R1, R2) inside the nacelles (N1, N2).
  • an electric generator (B) is coupled to the heat engine (M) and to an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the cones of propeller (4, 5) of each nacelle (N1, N2).
  • An electricity storage system feeds electric motors integrated into the propeller cones of each nacelle.
  • the engine (M) can be a simple engine, a simple electric motor or a combination of engine and electric motor.
  • the configuration allows a first position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (N1 and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around 'a direction substantially horizontal.
  • This position is called "airplane mode" in which the tilting portion of the wing is included in a horizontal plane.
  • the configuration allows a second position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the pods (N1 and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around the wing. a substantially vertical direction.
  • This position is called “helicopter mode" in which the tilting portion of the wing is included in a vertical plane.
  • the assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (N1 and N2) is steerable over an angular sector of about 95 ° between the helicopter mode and the airplane mode, although this angular sector is not limiting. They can be maintained in any intermediate position during any phase of flight.
  • the first nacelle (N1) comprises a first flap (V1) movable at the output of the first ducted rotor (R1).
  • the second nacelle (N2) also comprises a second flap (V2) movable at the outlet of the second streamlined rotor (R2).
  • the first flap (V1) and the second flap (V2) are mounted in rotation about axes parallel to the axis (A) of rotation of the wing and in the extension of the axis of rotation of the rotors:
  • the flaps (V1, V2) may be monoblock or comprise a fixed part and a movable part.
  • the first component (V1) and the second component (V2) extend over at least the entire width of the first nacelle (N1) and the second nacelle (N2) respectively.
  • the first flap (V1) and the second flap (V2) can be selectively actuated by a mechanism independent of that controlling the rotation of the tilting wing pod assembly, either symmetrically or asymmetrically.
  • This mechanism may consist of a set of rods articulated relative to the fuselage and inside the wing with angular references or gimbals to be able to act on the flaps whose axes are offset with respect to the axis of pivoting of the tilting wing and optionally with respect to the power transmission axis, in the case mechanically operated rotors.
  • the nacelles integral with the tilting part of the wing give the possibility of choosing optimally where to pass the rods of the flaps, whereas if the nacelles were movable relative to the wing, it would be necessary to pass the rods by the the axis of rotation of the nacelles which are already congested by the transmission of the engine torque to the rotors.
  • flaps are not intended to control the tilting of the wing-pod assembly.
  • the flaps make it possible to modify the behavior of the aircraft or to control and / or compensate aerodynamically the aircraft.
  • the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer (S1) and at least one drift (DR1, DR2), equipped respectively with at least one elevator and at least one elevator. a rudder.
  • the aircraft further comprises a streamlined rotor (1) installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage (F).
  • the streamlined rotor (1) is installed in a substantially horizontal position at the rear end of the fuselage (F) at the level of the empennage.
  • the streamlined rotor (1) is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft.
  • the aircraft then comprises two duck-type wings located on either side of the fuselage (F) in order to balance the aerodynamic forces exerted on the fuselage in horizontal flight.
  • the invention thus provides the capacity, for an aircraft equipped with tilting nacelles, to carry payloads and passengers of a mass substantially equivalent to that which would take helicopters of the same power, and even a much higher mass to tilting open rotor aircraft of the same power.
  • the configuration according to the invention offers an appreciable gain in terms of safety, simplifying and making reliable the tilting of the entire propulsion system.
  • the configuration according to the invention thus represents a particularly advantageous solution for all the aerial applications carried out by all vertical take-off aircraft provided with a wing and nacelles.
  • an aircraft according to the invention has a gain in its mass of about 15% compared to a fixed-wing aircraft and tilting tippers at the same size and equipped with the same propulsion systems and control.
  • the aircraft with tilting nacelles at the end of the wing must have local reinforcements of the wing in order to compensate the force exerted on the bearings holding the axis of rotation of the nacelles.
  • This force is caused by the thrust of the nacelles but also by the moment generated by the thrust force of the nacelle which has a lever corresponding to the diameter of each nacelle.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Abstract

The invention relates to a convertible tilt-wing aircraft, including: a fuselage (F), a wing, at least one portion of which can tilt (AB) relative to the fuselage (F) about an axis (A) of rotation substantially perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F), characterised in that it also includes: a first pod (N1) including a first shrouded (C1) rotor (R1) and a second pod (N2) including a second shrouded (C2) rotor (R2), both pods (N1, N2) being each secured to one end of the tilting portion of the wing (AB), such as to form an integral wing/pod assembly, the planes of the rotors (R1, R2) substantially forming an extension of the axis (A) of rotation of the tilting portion of the wing.

Description

Aéronef convertible à aile basculante  Convertible aircraft with tilting wing
La présente invention concerne le domaine aéronautique, plus particulièrement le domaine des aéronefs convertibles à rotors carénés basculants fixés en bout d'aile, ces rotors carénés étant appelés « nacelles ». The present invention relates to the aeronautical field, more particularly to the field of convertible aircraft with tilting winged rotor rotors fixed at the end of the wing, these streamlined rotors being called "nacelles".
Les documents FR 1.406.674 et US 3,061 ,242 enseignent de tels aéronefs à ailes fixes et nacelles pivotantes en bout d'aile. Selon la position des nacelles, ces aéronefs peuvent ou bien se déplacer à la verticale avec une vitesse de translation faible comme les hélicoptères dans un mode « hélicoptère », ou bien se déplacer à l'horizontal à des vitesses plus élevées comme les avions dans un mode « avion ».  FR 1,406,674 and US 3,061,242 teach such aircraft with fixed wings and swivel pods at the end of the wing. Depending on the position of the nacelles, these aircraft may either move vertically with a low translational speed as helicopters in a "helicopter" mode, or move horizontally at higher speeds such as aircraft in a airplane mode ".
Ces aéronefs proposent une solution de propulsion plus avantageuse en termes de vitesse maximale et de stabilité que les hélicoptères. Mais à puissance installée égale, lesdits aéronefs ne peuvent emporter autant de  These aircraft offer a better propulsion solution in terms of maximum speed and stability than helicopters. However, at equal installed power, the said aircraft can not carry as many
/' charges et de passagers que les hélicoptères. En effet, leur système de propulsion nécessite de lourds carénages, dont la masse mais également les forces aérodynamiques s'exerçant sur eux affectent défavorablement la structure de. l'aéronef. La masse de ces aéronefs est de fait supérieure à celle des hélicoptères de même capacité. / ' loads and passengers as helicopters. Indeed, their propulsion system requires heavy fairings, whose mass but also the aerodynamic forces exerted on them adversely affect the structure of. the aircraft. The mass of these aircraft is actually greater than that of helicopters of the same capacity.
Le document ; US 5,141 ,176 enseigne un aéronef à aile basculante supportant des moteurs et des hélices dont les axes de rotation sont compris dans le plan de l'aile; mais décalées vers l'avant du fuselage par rapport à l'axe de pivotement de l'aile. Cependant, par cet agencement d'aile, de moteur et d'hélices, le poids des hélices et la poussée qu'elles exercent affectent défavorablement la structure de l'aéronef lors du passage d'un mode de vol à l'autre. En outre, le changement de position des moteurs pour passer d'un mode à un autre rend l'aéronef instable et difficile à contrôler. Enfin, les hélices ne sont pas carénées et le rajout d'un carénage alourdirait la structure amplifiant le porte-à-faux et la nécessité de mouvoir l'ensemble par des actionneurs puissants et par conséquent lourds, pénalisant ainsi les performances et la stabilité de l'aéronef. The document ; US 5,141, 176 teaches a tilting wing aircraft supporting engines and propellers whose axes of rotation are included in the plane of the wing; but shifted forward of the fuselage relative to the pivot axis of the wing. However, by this arrangement of wing, motor and propellers, the weight of the propellers and the thrust they exert unfavorably affect the structure of the aircraft when switching from one flight mode to another. In addition, changing the position of the engines to switch from one mode to another makes the aircraft unstable and difficult to control. Finally, the propellers are not keeled and the addition of a fairing would weigh down the structure amplifying the cantilever and the need to move the assembly by powerful actuators and therefore heavy, penalizing the performance and stability of the aircraft.
Dans la pratique, la production en série d'un aéronef convertible qui aurait une capacité d'emport fortement minorée par rapport aux hélicoptères concurrents serait difficilement viable.  In practice, mass production of a convertible aircraft that would have a much lower carry capacity compared to competing helicopters would be difficult to sustain.
Ainsi, il existe un besoin incontestable de proposer un aéronef convertible à rotors carénés limitant l'impact du surpoids généré par leurs carénages, tout en assurant les performances attendues des aéronefs convertibles à rotors carénés basculants, et ce durant toutes les phases de vol.  Thus, there is an undeniable need to propose a convertible aircraft with faired rotors limiting the impact of the overweight generated by their fairings, while ensuring the expected performance of convertible aircraft with tilting rotor rotors, and this during all phases of flight.
La présente invention a pour objectif de pallier un ou plusieurs des inconvénients de l'art antérieur en proposant un aéronef à aile basculante plus stable et plus facilement contrôlable dont la masse serait réduite ainsi que le coût de fabrication. The present invention aims to overcome one or more of the disadvantages of the prior art by providing a more stable and more controllable tilting wing aircraft whose mass would be reduced as well as the cost of manufacture.
À cet effet, l'invention concerne un aéronef convertible à aile basculante comprenant :  For this purpose, the invention relates to a convertible aircraft with a tilting wing comprising:
- un fuselage,  - a fuselage,
- une aile dont au moins une partie est basculante (AB) par rapport au fuselage selon un axe de rotation sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal du fuselage,  a wing of which at least part is tilting (AB) relative to the fuselage along an axis of rotation substantially perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage,
caractérisé en ce qu'il comprend en outre :  characterized in that it further comprises:
- une première nacelle comprenant un premier rotor caréné et une deuxième nacelle comprenant un deuxième rotor caréné, les deux nacelles étant chacune solidaires d'une extrémité de la partie basculante de l'aile basculante, les plans des rotors étant dans le prolongement de l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile, afin d'éviter tout moment fléchissant causé par la poussée des rotors, l'axe de rotation correspondant à un axe de rotation de l'ensemble aile-nacelles.  a first nacelle comprising a first ducted rotor and a second nacelle comprising a second ducted rotor, the two nacelles being each integral with one end of the tilting portion of the tilting wing, the planes of the rotors being in the extension of the axis of rotation of the tilting portion of the wing, to avoid any bending moment caused by the thrust of the rotors, the axis of rotation corresponding to an axis of rotation of the wing-pod assembly.
Selon une autre particularité, les plans des rotors contiennent sensiblement l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile, l'axe contenant les centres des rotors étant sensiblement décalé par rapport à l'axe de rotation de la partie basculante de l'aile. According to another feature, the planes of the rotors substantially contain the axis of rotation of the tilting portion of the wing, the axis containing the centers of the rotors being substantially offset relative to the axis of rotation of the tilting portion of the wing.
Selon une autre particularité, l'aéronef comprend un mécanisme d'actionnement et un dispositif de contrôle et commande du dispositif d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile et les nacelles en fonction des phases de vol souhaitées parmi un vol vertical, horizontal ou transitoire, selon le choix du pilote. According to another particularity, the aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles according to the phases of flight. desired from a vertical, horizontal or transient flight, depending on the pilot's choice.
Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement de la partie basculante est disposé sur le dessus du fuselage dans une partie fixe de l'aile solidaire du haut du fuselage, la partie basculante de l'aile formant une découpe en U, dont les jambes viennent s'emboiter en position vol horizontal dans la partie fixe, afin de minimiser la traînée et dont la partie centrale du U surplombe le fuselage et les jambes encadrent le fuselage en position vol vertical ou transitoire. According to another feature, the actuating mechanism of the tilting portion is disposed on the top of the fuselage in a fixed part of the fixed wing of the top of the fuselage, the tilting portion of the wing forming a U-shaped cutout, whose legs come to nest in horizontal flight position in the fixed part, to minimize drag and whose central part of the U overlooks the fuselage and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position.
Selon une autre particularité, la partie fixe de l'aile solidaire du haut du fuselage a une forme en T dont les extrémités de la partie fixe formant la barre du T dépassent de part et d'autre du fuselage et vers l'arrière par rapport aux carénages des nacelles. According to another particularity, the fixed part of the fused wing of the top of the fuselage has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage and backwards relative to the fuselage. the fairings of the nacelles.
Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur solidaire de la partie basculante de l'aile, l'actionneur étant muni d'un pignon apte à tourner sur une demi-roue dentée solidaire du fuselage pour assurer le basculement de la partie basculante de l'aile. According to another feature, the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the tilting portion of the wing, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the fuselage to ensure the tilting of the tilting part of the wing.
Selon une autre particularité, le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur solidaire du fuselage, l'actionneur étant muni d'un pignon apte à tourner sur une demi-roue dentée solidaire de la partie basculante de l'aile pour assurer le basculement de la partie basculante de l'aile. Selon une autre particularité, l'axe de rotation est aligné avec le centre de poussée des naceHes, situé environ à 30% de la corde des carénages des nacelles, en partant de l'avant et en se déplaçant vers l'arrière. According to another feature, the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the fuselage, the actuator being provided with a pinion adapted to rotate on a half-toothed wheel integral with the tilting portion of the wing to ensure the tilting of the tilting part of the wing. According to another feature, the axis of rotation is aligned with the center of thrust naces, located at about 30% of the rope fairings nacelles, starting from the front and moving backwards.
Selon une autre particularité, les bords d'attaque de la partie basculante de l'aile et la jointure entre la partie basculante de l'aile et les nacelles sont optimisés pour envoyer les tourbillons marginaux de l'aile à l'extérieur des nacelles. In another feature, the leading edges of the tilting portion of the wing and the joint between the tilting portion of the wing and the nacelles are optimized to send the marginal vortices of the wing to the outside of the nacelles.
Selon une autre particularité, l'aéronef comprend en outre au moins un moteur dont le couple est apte à être transmis, par une boîte de transmission comprise dans le fuselage, à deux arbres de transmission installés dans des paliers solidaires du fuselage et traversant des roulements pour entraîner les rotors des nacelles. According to another feature, the aircraft further comprises at least one engine whose torque is adapted to be transmitted, by a transmission box included in the fuselage, to two transmission shafts installed in bearings integral with the fuselage and passing through bearings to drive the rotors of the nacelles.
Selon une autre particularité, un générateur électrique est accouplé à un moteur thermique et à un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice de chaque nacelle. According to another particularity, an electric generator is coupled to a heat engine and an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the propeller cones of each nacelle.
Selon une autre particularité, les deux arbres de transmission sont prolongés de cardans aptes à entraîner les rotors des nacelles. According to another feature, the two transmission shafts are extended by cardan shafts capable of driving the rotors of the nacelles.
Selon une autre particularité, l'aile est équipée de becs d'attaques mobiles, d'aérofreins, d'ailerons ou de volets hypersustentateurs. According to another feature, the wing is equipped with moving attack nozzles, airbrakes, fins or flaps high lift.
Selon une autre particularité, la première nacelle comprend un premier volet au moins partiellement mobile en sortie du premier rotor caréné, la deuxième nacelle comprenant un deuxième volet au moins partiellement mobile en sortie du deuxième rotor caréné, le premier volet et le deuxième volet étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles à l'axe de rotation de l'aile. Selon une autre particularité, le premier volet et le deuxième volet s'étendent au moins sur la totalité de la largeur de la première nacelle et respectivement la deuxième nacelle. According to another feature, the first nacelle comprises a first flap at least partially movable at the output of the first streamlined rotor, the second nacelle comprising a second flap at least partially movable at the outlet of the second ducted rotor, the first flap and the second flap being mounted in rotation about axes substantially parallel to the axis of rotation of the wing. According to another feature, the first component and the second component extend at least over the entire width of the first nacelle and respectively the second nacelle.
Selon une autre particularité, le premier volet et le deuxième volet sont actionnables sélectivement par un mécanisme soit de manière symétrique, soit de manière dissymétrique. According to another particularity, the first flap and the second flap are selectively operable by a mechanism either symmetrically or asymmetrically.
Selon une autre particularité, la transmission de la puissance vers les rotors est réalisée par des câbles électriques dans le cas où les rotors sont actionnés par des moteurs électriques. According to another feature, the transmission of power to the rotors is performed by electric cables in the case where the rotors are actuated by electric motors.
Selon une autre particularité, chaque nacelle comprend dans chaque cône d'hélice une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor. According to another feature, each nacelle comprises in each helical cone a mechanical gearbox and the means of varying the pitch of each rotor.
Selon une autre particularité, chaque nacelle comporte un cône d'hélice solidaire du carénage par le moyen d'une traverse dont les deux extrémités sont fixées au carénage, ledit cône d'hélice incorporant soit la boite de renvoi, soit un moteur électrique According to another feature, each nacelle comprises a helical cone secured to the fairing by means of a cross member whose two ends are fixed to the fairing, said helical cone incorporating either the return box or an electric motor.
Selon une autre particularité, chaque nacelle comprend une autre traverse perpendiculaire à la première traverse formant ainsi une croix à l'intérieur du carénage. In another feature, each nacelle comprises another cross perpendicular to the first cross thereby forming a cross inside the fairing.
Selon une autre particularité, l'aéronef comprend en outre un rotor caréné installé en position sensiblement horizontal à une des extrémités du fuselage.  According to another feature, the aircraft further comprises a shrouded rotor installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage.
Selon une autre particularité, le rotor caréné est installé en position horizontale à l'extrémité avant de l'aéronef, l'aéronef comprenant deux ailes de type canard situées de part et d'autre du fuselage. Selon une autre particularité, l'aéronef comprend un empennage muni d'au moins un stabilisateur et d'au moins une dérive. According to another feature, the ducted rotor is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft, the aircraft comprising two duck-type wings located on either side of the fuselage. According to another particularity, the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer and at least one drift.
Selon une autre particularité, le ou les stabilisateurs et la ou les dérives sont équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur et/ou d'au moins une gouverne de direction. According to another feature, the stabilizer or stabilizers and the or drift are respectively equipped with at least one elevator and / or at least one rudder.
D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés : Other features and advantages of the present invention will appear more clearly on reading the description below, made with reference to the accompanying drawings:
La figure 1 est une vue en perspective d'un fuselage dont les nacelles sont orientées en mode avion,  FIG. 1 is a perspective view of a fuselage whose nacelles are oriented in airplane mode,
La figure 2 est une vue en perspective d'un fuselage dont les nacelles sont orientées en mode hélicoptère,  FIG. 2 is a perspective view of a fuselage whose nacelles are oriented in helicopter mode,
La figure 3 est une vue de haut de l'ensemble aile-nacelles en transparence,  FIG. 3 is a top view of the wing-pod assembly in transparency,
La figure 4 est une vue transversale de l'actionneur de l'aile pour un mode « avion »,  FIG. 4 is a transverse view of the wing actuator for an "airplane" mode,
La figure 5 est une vue du dessus de l'aile représentant la partie basculante de l'aile et la partie fixe de l'aile pour un mode « avion »,  FIG. 5 is a view from above of the wing representing the tilting portion of the wing and the fixed part of the wing for an "airplane" mode,
La figure 6 représente un schéma des forces appliquées à un système de nacelles basculantes fixées en bout d'aile,  FIG. 6 represents a diagram of the forces applied to a system of tilting nacelles fixed at the end of the wing,
La figure 7 est un schéma des forces appliquées à une configuration aile- nacelles structurellement continue,  FIG. 7 is a diagram of the forces applied to a structurally continuous wing-pod configuration,
La figure 8 est un schéma représentant la position des arbres de transmission du couple moteur au rotor par rapport à l'axe de rotation de l'aile basculante,  FIG. 8 is a diagram showing the position of the transmission shafts of the engine torque to the rotor relative to the axis of rotation of the tilting wing,
La figure 9 représente une vue en perspective du mécanisme d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile et les nacelles ainsi que la boîte de transmission pour un mode « hélicoptère ». Les mêmes éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. Figure 9 shows a perspective view of the actuating mechanism ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles and the gearbox for a "helicopter" mode. The same elements present in several separate figures are assigned a single reference.
L'invention va être décrite en référence aux figures énumérées ci- dessus. The invention will be described with reference to the figures listed above.
L'invention prévoit une aile montée basculante par rapport à un fuselage et au moins deux nacelles (N1 , N1), chacune monté fixe aux extrémités d'une partie basculante (AB) de l'aile. La partie basculante (AB) de l'aile est monobloc avec les nacelles (N1 , N2) pour former un ensemble aile-nacelles. La partie basculante (AB) de l'aile constitue une structure continue d'une nacelle (N1 , N2) à l'autre. Ladite structure bascule autour d'un axe (A) de rotation sensiblement transversal au fuselage (F), préférentiellement perpendiculaire à l'axe longitudinal (AL) du fuselage (F). The invention provides a tilting wing relative to a fuselage and at least two nacelles (N1, N1), each fixedly mounted at the ends of a tilting portion (AB) of the wing. The tilting part (AB) of the wing is monobloc with the nacelles (N1, N2) to form a wing-pod assembly. The tilting portion (AB) of the wing constitutes a continuous structure of a nacelle (N1, N2) to another. Said structure tilts about an axis (A) of rotation substantially transverse to the fuselage (F), preferably perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F).
Les systèmes d'entraînement en rotation de l'ensemble aile-nacelles sont fixés au fuselage lui-même. Leur positionnement sur l'axe (A) de rotation transversal au fuselage (F) est donc libre, au contraire d'un système actionneur situé exclusivement en bout d'aile.  The rotational drive systems of the wing-pod assembly are attached to the fuselage itself. Their positioning on the axis (A) of rotation transverse to the fuselage (F) is free, unlike an actuator system located exclusively at the end of the wing.
Dans une configuration classique avec des nacelles basculantes en bout d'aile, les points d'attache des nacelles sur les ailes sont des roulements. In a conventional configuration with tilting nacelles at the end of the wing, the attachment points of the nacelles on the wings are bearings.
D'un point de vue physique d'après la figure 6, le bilan des forces appliquées sur l'ensemble des ailes (10) et des nacelles (N1) est l'égalité entre les forces (F0) de poussée des nacelles (N1) et les forces (Fa, Fb) appliquées à la liaison entre l'aile et le fuselage. Les forces (F0) de poussée des nacelles (N1) est la moitié du poids de l'aéronef s'il y a une nacelle à chaque bout de l'aile. Da est la distance entre l'axe de poussée de la nacelle et le point d'attache extérieur le plus éloigné du fuselage sur lequel est appliquée la force Fa. Db est la distance entre l'axe de poussée de la nacelle et le point d'attache intérieur le plus proche du fuselage sur lequel est appliquée la force Fb. Mais une analyse plus précise des forces à la jonction des nacelles et de l'aile démontre que des forces plus importantes que la poussée des nacelles s'y appliquent. Cela est dû au fait que les roulements, au niveau de l'axe de rotation des nacelles, doivent compenser non seulement la force (F0) de la poussée de la nacelle, mais également le moment de force généré par la poussée de la nacelle que multiplie le bras de levier du rayon de la nacelle. From a physical point of view according to FIG. 6, the balance of the forces applied on all the wings (10) and the nacelles (N1) is the equality between the forces (F0) of thrust of the nacelles (N1 ) and the forces (Fa, Fb) applied to the connection between the wing and the fuselage. The forces (F0) of thrust pods (N1) is half the weight of the aircraft if there is a nacelle at each end of the wing. Da is the distance between the thrust axis of the nacelle and the outermost attachment point of the fuselage to which the force Fa is applied. Db is the distance between the thrust axis of the nacelle and the point d the inner tie closest to the fuselage to which the force Fb is applied. But a more precise analysis of the forces at the junction of the nacelles and the wing shows that forces greater than the thrust of the nacelles apply to it. This is because the bearings, at the axis of rotation of the nacelles, must compensate not only the force (F0) of the thrust of the nacelle, but also the moment of force generated by the thrust of the nacelle that multiplies the lever arm of the nacelle radius.
Il faut donc considérablement renforcer la structure de l'aile pour qu'elle puisse absorber cette force, ce qui conduit à une augmentation non négligeable du poids de l'ensemble de l'aéronef.  It is therefore necessary to significantly strengthen the wing structure so that it can absorb this force, which leads to a significant increase in the weight of the entire aircraft.
Au contraire, avec une structure continue aile-nacelles d'après la figure 7, les forces (F0) de poussée des nacelles (N1) s'appliquent directement aux points (11) d'attachement de l'aile (AB) sur le fuselage et donc égalent les forces (Fd) appliquées sur les points d'attachement. Le principe de continuité structurel est le même que sur une aile de type « cantilever » ou « voilure en porte-à-faux ». Le bilan des forces est donc grandement simplifié.  On the contrary, with a continuous wing-pod structure according to FIG. 7, the pushing forces (F0) of the pods (N1) apply directly to the wing attachment points (11) (AB) on the fuselage and therefore equal forces (Fd) applied to the points of attachment. The principle of structural continuity is the same as on a "cantilever" type wing or "cantilevered wing". The balance of power is greatly simplified.
Les avantages d'une telle configuration sont nombreux. The advantages of such a configuration are numerous.
Cela permet tout d'abord de limiter la masse de l'aéronef. L'aile étant moins lourde que dans la solution technique des nacelles basculantes en bout d'aile fixe, par conséquent c'est l'ensemble de l'aéronef qui sera moins lourd.  This allows first of all to limit the mass of the aircraft. The wing being less heavy than in the technical solution of tilting nacelles fixed end of wing, therefore it is the whole of the aircraft which will be less heavy.
Lors du basculement de l'ensemble aile-nacelles, un grand moment de tangage est . généré par l'aérodynamique des nacelles. Afin d'optimiser le dimensionnement des actionneurs de rotation de l'ensemble aile-nacelles, il est bénéfique d'aligner l'axe de rotation de l'ensemble avec le point où les efforts aérodynamiques seront les moins importants. Le plus avantageux est le centre de poussée des nacelles qui correspond au centre d'application de la portance, situé environ à 30% de la corde du carénage desdites nacelles, en partant de l'avant et en se déplaçant vers l'arrière, c'est à dire la queue du fuselage. La structure continue aile-nacelles présente l'avantage de pouvoir être facilement conçue afin que son axe de rotation se situe dans l'alignement du centre de poussée des carénages, limitant ainsi la masse du système de mise en rotation. En outre, plusieurs avantages existent également dans le domaine aérodynamique. When tilting the wing-pod set, a big pitching moment is. generated by the aerodynamics of the nacelles. In order to optimize the dimensioning of the rotation actuators of the wing-pod assembly, it is beneficial to align the axis of rotation of the assembly with the point where the aerodynamic forces will be the least important. The most advantageous is the nacelle center of push which corresponds to the center of application of the lift, located at about 30% of the fairing rope of said nacelles, starting from the front and moving towards the rear, c is the tail of the fuselage. The continuous wing-pod structure has the advantage of being easily designed so that its axis of rotation is in alignment with the center of thrust of the shrouds, thus limiting the mass of the rotating system. In addition, several advantages also exist in the aerodynamic field.
Comme les nacelles sont fixes par rapport à l'aile, cela permet d'optimiser les bords d'attaque de l'aile et la jointure aile-nacelle, pour envoyer les tourbillons marginaux à l'extérieur de la nacelle, et non pas à l'intérieur, ce qui engendrerait une dissymétrie dans les efforts de l'hélice, et par conséquent une vibration cyclique, préjudiciable à la structure et aux passagers.  As the pods are fixed relative to the wing, this optimizes the leading edges of the wing and the wing-pod joint, to send the marginal eddies to the outside of the pod, and not to the interior, which would generate an asymmetry in the efforts of the propeller, and therefore a cyclic vibration, detrimental to the structure and passengers.
Lors du basculement des nacelles, l'angle d'attaque de l'aile va générer une portance non négligeable qui s'additionne à celle des nacelles, ce qui va permettre une réduction des vitesses de vol à angle d'inclinaison des nacelles donné.  When tilting nacelles, the angle of attack of the wing will generate a significant lift that adds to that of nacelles, which will allow a reduction of the flight speeds at inclination angle nacelles given.
Il convient d'ajouter que les avantages en termes de sécurité sont doubles.  It should be added that the advantages in terms of security are twofold.
Étant fixes par rapport à l'aile, les deux nacelles voient leur rotation assurée exactement dans le même temps. L'éventualité d'une dissymétrie de leur rotation, qui serait fatale au contrôle de l'aéronef, est donc définitivement écartée, améliorant significativement la sécurité du vol, et simplifiant de fait tous les systèmes chargés de contrôler le bon fonctionnement de la rotation.  Being fixed in relation to the wing, the two pods see their rotation ensured exactly at the same time. The possibility of a dissymmetry of their rotation, which would be fatal to the control of the aircraft, is thus definitely discarded, significantly improving the safety of the flight, and in fact simplifying all the systems responsible for controlling the proper functioning of the rotation.
L'installation d'au moins deux actionneurs de rotation de l'ensemble aile- nacelles, dont chacun aurait à lui seul les capacités de mettre en rotation l'ensemble aile-nacelles, permet d'assurer une redondance en cas de panne de l'un des deux actionneurs, ce qui est conforme aux exigences de certification et de sécurité.  The installation of at least two rotation actuators of the wing-pod assembly, each of which alone would have the ability to rotate the wing-pod assembly, makes it possible to provide redundancy in the event of a failure of the aircraft. one of the two actuators, which complies with the certification and safety requirements.
Pour finir, l'ensemble aile-nacelles en position « hélicoptère » permet un accès visuel et manuel facile des systèmes de rotation, dans la perspective des visites pré-vol et/ou des entretiens périodiques.  Finally, the wing-pod assembly in the "helicopter" position allows easy visual and manual access to the rotation systems, with a view to pre-flight visits and / or periodic maintenance.
L'invention offre ainsi la possibilité de produire en série un aéronef convertible qui répond naturellement aux exigences de conception, de fiabilité, de coût de revient, et de règles de certification aéronautiques. De manière facultative, l'invention comprend en outre au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes : The invention thus offers the possibility of mass producing a convertible aircraft that naturally meets the requirements of design, reliability, cost, and aeronautical certification rules. Optionally, the invention further comprises at least any of the following:
La configuration est mise en mouvement par un ou plusieurs systèmes de rotation. Chaque système de rotation est constitué d'un engrenage fixé sur le fuselage (F) et d'un actionneur fixé sur une partie basculante (AB) de l'aile, ou inversement. Optionnellement, les actionneurs sont électriques ou hydrauliques. De manière générale, la configuration peut être mise en rotation par tout système d'actionnement linéaire ou rotatif, y compris purement mécanique, notamment par le moyen de bras et de bielles.  The configuration is set in motion by one or more rotation systems. Each rotation system consists of a gear fixed on the fuselage (F) and an actuator fixed on a tilting part (AB) of the wing, or vice versa. Optionally, the actuators are electric or hydraulic. In general, the configuration can be rotated by any linear or rotary actuating system, including purely mechanical, in particular by means of arms and connecting rods.
La configuration permet d'abriter une boîte (BT) de transmission principale. La transmission de là puissance entre ladite boîte et les boîtes de transmission logées dans chaque nacelle se fait par des arbres (AT1 , AT2) de transmission solidaires du fuselage par des paliers (D1 , D2, D3, D4). La transmission de la puissance peut aussi se faire par des câbles électriques dans le cas où les rotors soient mouvementés par des moteurs électriques.  The configuration accommodates a main transmitting box (BT). The transmission of power between said box and the gearboxes housed in each nacelle is made by transmission shafts (AT1, AT2) secured to the fuselage by bearings (D1, D2, D3, D4). The transmission of the power can also be done by electric cables in the case where the rotors are driven by electric motors.
Les deux parties (AB, AF) de l'aile sont implantées au niveau supérieur du fuselage (F).  The two parts (AB, AF) of the wing are located at the upper level of the fuselage (F).
La partie arrière de l'aile peut être fixe (AF), n'interférant pas, dans son déplacement, avec la forme du fuselage (F) ou la vue des passagers. Elle peut être utilisée pour stocker du carburant, comme dans un avion classique, et même accueillir des volets. Cette partie arrière ou autrement appelée partie fixe (AF) pourrait également avoir la possibilité de se mouvoir de façon indépendante des la partie avant.  The rear part of the wing can be fixed (AF), not interfering, in its displacement, with the shape of the fuselage (F) or the sight of the passengers. It can be used to store fuel, as in a conventional aircraft, and even accommodate flaps. This rear part or otherwise called fixed part (AF) could also have the possibility to move independently of the front part.
L'aile peut se voir pourvue de tout système de contrôle habituellement utilisés sur des avions classiques, à savoir notamment des becs d'attaques mobiles, des aérofreins sur l'extrados, ou des ailerons. Elle peut également accueillir des volets hypersustentateurs, afin d'en modifier la portance.  The wing can be provided with any control system usually used on conventional aircraft, namely in particular mobile attack nozzles, air brakes on the upper surface, or fins. It can also accommodate high lift flaps to change the lift.
L'aile s'étend dans une direction sensiblement perpendiculaire au fuselage de l'aéronef, et peut, alternativement, présenter une flèche vers l'arrière ou l'avant, ou du dièdre. La configuration permet d'abriter tous moyens de contrôle de l'aéronef, notamment toutes commandes mécaniques ou électriques visant à actionner tous moyens de contrôle logés dans les nacelles. The wing extends in a direction substantially perpendicular to the fuselage of the aircraft, and may, alternatively, have an arrow backwards or forwards, or dihedron. The configuration makes it possible to house any means of control of the aircraft, in particular any mechanical or electrical controls intended to actuate any control means housed in the nacelles.
Optionnellement, la configuration dispose de carénages de protection de tout ou partie des systèmes mécaniques, électriques ou hydrauliques qu'elle abrite.  Optionally, the configuration has protection fairings of all or part of the mechanical, electrical or hydraulic systems it houses.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, et en regard des dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs. Other features, objects and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, and with reference to the accompanying drawings, given by way of non-limiting examples.
L'aéronef convertible selon l'invention comprend un fuselage (F) et une aile (AB, AF) qui s'étend dans une direction sensiblement transversale au fuselage (F). Au moins une partie (AB) de l'aile est basculante par rapport au fuselage selon un axe (A) de rotation perpendiculaire à l'axe longitudinal du fuselage (F).  The convertible aircraft according to the invention comprises a fuselage (F) and a wing (AB, AF) which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F). At least a portion (AB) of the wing is tilting relative to the fuselage along an axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage (F).
L'aéronef comprend en outre une première nacelle (N1) comprenant un premier rotor (R1) caréné (C1) et une deuxième nacelle (N2) comprenant un deuxième rotor (R2) caréné (C2). Les deux nacelles (N1 , N2) sont solidaires de l'aile (AB) à ses deux extrémités de l'aile.  The aircraft further comprises a first nacelle (N1) comprising a first streamlined rotor (R1) (C1) and a second nacelle (N2) comprising a second streamlined rotor (R2) (C2). The two nacelles (N1, N2) are integral with the wing (AB) at both ends of the wing.
L'aéronef peut comprendre des renforts (12) permettant de renforcer la liaison entre la partie basculante (AB) de l'aile et les nacelles (N1 , N2). Un renfort (12) peut être installé au niveau de chaque liaison.  The aircraft may comprise reinforcements (12) to reinforce the connection between the tilting portion (AB) of the wing and the nacelles (N1, N2). A reinforcement (12) can be installed at each link.
Les plans des rotors (R1 , R2) contiennent sensiblement l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. L'axe passant par les centres des rotors est sensiblement décalé par rapport à l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. L'intention est d'aligner au plus près l'axe passant par le centre de poussée des nacelles avec l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. Ainsi, les plans des rotors et l'axe (A) peuvent être décalés d'une distance allant jusqu'à 30% de la corde de l'aile. Cet agencement permet de minimiser l'influence du poids des nacelles et de leur poussée sur l'aile (AB) tout en permettant une meilleure stabilité de l'aéronef lors d'un changement de mode. Chaque nacelle (N1 , N2) comporte un cône d'hélice (4, 5) solidaire du carénage (C1 , C2) par le moyen d'une traverse (T1 , T2) dont les deux extrémités sont fixées au carénage (C1 , C2), ledit cône d'hélice incorporant soit une boite de renvoi, soit un moteur électrique The planes of the rotors (R1, R2) substantially contain the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing. The axis passing through the centers of the rotors is substantially offset with respect to the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing. The intention is to align as closely as possible the axis passing through the nacelle center of thrust with the axis (A) of rotation of the tilting part (AB) of the wing. Thus, the planes of the rotors and the axis (A) can be shifted by up to 30% of the wing rope. This arrangement makes it possible to minimize the influence of the weight of the nacelles and their thrust on the wing (AB) while allowing a better stability of the aircraft during a change of mode. Each nacelle (N1, N2) comprises a helical cone (4, 5) integral with the fairing (C1, C2) by means of a cross member (T1, T2) whose two ends are fixed to the fairing (C1, C2 ), said helical cone incorporating either a return box or an electric motor
Chaque nacelle peut comprend une autre traverse perpendiculaire à la première traverse (T1 , T2) formant ainsi une croix à l'intérieur du carénage (C1 , C2). Each nacelle can comprises another cross perpendicular to the first cross (T1, T2) thus forming a cross inside the fairing (C1, C2).
Chaque nacelle (N1 , N2) comprend dans chaque cône d'hélice (4, 5) une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor (R1 , R2).  Each nacelle (N1, N2) comprises in each helical cone (4, 5) a mechanical gearbox and the means for varying the pitch of each rotor (R1, R2).
En référence aux figures 1 à 3, l'invention comprend une aile qui s'étend dans une direction sensiblement transversale au fuselage (F). L'aile (AB) est divisée en deux parties. Une première partie (AB) avant est basculante par rapport au fuselage (F) selon l'axe (A) de rotation perpendiculaire à l'axe longitudinal (AL) du fuselage (F). Une partie partie (AF) arrière est fixe et solidaire du fuselage F. With reference to Figures 1 to 3, the invention comprises a wing which extends in a direction substantially transverse to the fuselage (F). The wing (AB) is divided into two parts. A first portion (AB) before is tilting relative to the fuselage (F) along the axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F). A rear portion (AF) is fixed and secured to the fuselage F.
Le mécanisme d'actionnement de la partie basculante (AB) est disposé sur le dessus du fuselage (F) dans une partie fixe (AF) de l'aile solidaire du haut du fuselage (F). La partie basculante (AB) de l'aile forme une découpe en U, dont les jambes viennent s'emboiter en position vol horizontal dans la partie fixe (AF) et dont la partie centrale du U surplombe le fuselage (F) et les jambes encadrent le fuselage en position vol vertical ou transitoire.  The actuating mechanism of the tilting portion (AB) is disposed on the top of the fuselage (F) in a fixed portion (AF) of the fixed wing of the fuselage top (F). The tilting part (AB) of the wing forms a U-shaped cut, the legs of which are nested in horizontal flight position in the fixed part (AF) and whose central part of the U is overhanging the fuselage (F) and the legs frame the fuselage in vertical or transient flight position.
La partie fixe (AF) de l'aile solidaire du haut du fuselage (F) a une forme en T dont les extrémités de la partie fixe formant la barre du T dépassent de part et d'autre du fuselage (F) et vers l'arrière par rapport aux carénages (C1 , C2) des nacelles (N1 , N2).  The fixed part (AF) of the fixed wing of the top of the fuselage (F) has a T shape whose ends of the fixed part forming the T bar protrude from both sides of the fuselage (F) and towards the rear relative to the fairings (C1, C2) of the nacelles (N1, N2).
La configuration selon l'invention comprend également deux nacelles ( 1 et N2), optionnellement équipées de tous moyens permettant le contrôle de l'aéronef. Chaque nacelle (N1 , N2) est un organe de propulsion de l'aéronef et comprend un carénage interne (C1, C2), ainsi qu'au moins un rotor (R1 , R2), muni de pales et configuré pour tourner à l'intérieur de chaque carénage interne (C1 , C2). Les nacelles (N1 et N2) sont situées à l'extrémité de la partie basculante de l'aile (AB). The configuration according to the invention also comprises two nacelles (1 and N2), optionally equipped with any means for controlling the aircraft. Each nacelle (N1, N2) is a propulsion member of the aircraft and comprises an inner fairing (C1, C2), and at least one rotor (R1, R2), provided with blades and configured to rotate inside each inner fairing (C1, C2). The nacelles (N1 and N2) are located at the end of the tilting part of the wing (AB).
Comme illustré en figure 4, la partie basculante de l'aile (AB) comporte des longerons, préférentiellement deux, (L1 et L2), dont les extrémités semi circulaires (SC1 et SC2) sont solidaires des carénages (C1 et C2) des nacelles (N1 et N2), notamment par le moyen de boulons. L'ensemble forme ainsi une structure continue qui permet de limiter les points d'application des forces et de simplifier les renforts (12) structuraux nécessaires à l'absorption des forces.  As illustrated in FIG. 4, the tilting portion of the wing (AB) comprises longitudinal members, preferably two, (L1 and L2), the semi-circular ends of which (SC1 and SC2) are integral with the fairings (C1 and C2) of the nacelles. (N1 and N2), in particular by means of bolts. The assembly thus forms a continuous structure which makes it possible to limit the points of application of the forces and to simplify the structural reinforcements (12) necessary for the absorption of the forces.
L'aéronef comprend un mécanisme d'actionnement et un dispositif de contrôle et commande du dispositif d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante (AB) de l'aile et les nacelles (N1 , N2) en fonction des phases de vol souhaitées parmi un vol vertical, horizontal ou transitoire.  The aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting part (AB) of the wing and the nacelles (N1, N2) as a function of the desired flight phases from a vertical, horizontal or transient flight.
Le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actionneur (E1 , E2), équipé d'un pignon (P1 , P2), et une demi-roue dentée (RD1, RD2).  The actuating mechanism comprises at least one actuator (E1, E2), equipped with a pinion (P1, P2), and a half-gear (RD1, RD2).
Selon un mode de réalisation, le ou les actionneurs (E1 et E2) sont solidaires de l'aile, tandis que les roues dentées (RD1 et RD2) sont solidaires du fuselage (F), et implantées au niveau de son maître couple, c'est-à-dire de sa section la plus large, et par conséquent la plus résistante.  According to one embodiment, the actuator or actuators (E1 and E2) are integral with the wing, while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the fuselage (F), and implanted at its master torque, c that is to say of its widest section, and consequently the most resistant.
Avantageusement, selon un autre mode de réalisation, le ou les actionneurs (E1 et E2) peuvent être solidaires du fuselage (F), tandis que les roues dentées (RD1 et RD2) sont solidaires de la partie basculante de l'aile (AB). Des actionneurs linéaires peuvent remplacer les pignons et roues dentées.  Advantageously, according to another embodiment, the actuator or actuators (E1 and E2) can be integral with the fuselage (F), while the toothed wheels (RD1 and RD2) are integral with the tilting portion of the wing (AB). . Linear actuators can replace sprockets and sprockets.
Plus généralement, la rotation de la partie basculante de l'aile (AB) peut être générée par tout type d'actionneur, qu'il soit électrique, hydraulique ou thermique, assorti d'une transmission par engrenages ou par des courroies. Elle peut en outre être générée par tout système manuel mécanique, notamment transmis par bras et bielles. Cela permet d'augmenter la sécurité en configurant un système de secours manuel, actionnable par le pilote en cas de défaut du système électrique ou hydraulique. More generally, the rotation of the tilting portion of the wing (AB) can be generated by any type of actuator, whether electrical, hydraulic or thermal, together with a gear transmission or belts. It can also be generated by any manual mechanical system, in particular transmitted by arms and rods. This increases the security in configuring a manual emergency system, which can be activated by the pilot in the event of a fault in the electrical or hydraulic system.
De manière caractéristique, la partie basculante de l'aile (AB) tourne sur deux roulements (RL2 et RL3), solidaires du fuselage (F).  Typically, the tilting portion of the wing (AB) rotates on two bearings (RL2 and RL3), integral with the fuselage (F).
Selon un mode de réalisation illustré en figure 3, l'aéronef comprend au moins un moteur dont le couple est transmis par une boîte principale de transmission (BT) à deux arbres de transmission (AT1 et AT2), installés dans des paliers (D1 , D2, D3, D4) solidaires du fuselage (F). La boîte de transmission (BT) est comprise dans le fuselage (F). Lesdits arbres de transmission (AT 1 et AT2) sont pourvus à leur extrémité de cardans (CC1 et CC2), permettant de transmettre le couple moteur aux rotors (R1 et R2) selon l'angle induit par les nécessités de la position de la nacelle (N1, N2). Les arbres de transmission (AT1 et AT2) traversent des roulements (RL1 et RL2).  According to an embodiment illustrated in FIG. 3, the aircraft comprises at least one engine whose torque is transmitted by a main transmission gearbox (BT) to two transmission shafts (AT1 and AT2), installed in bearings (D1, D2, D3, D4) integral with the fuselage (F). The gearbox (BT) is included in the fuselage (F). Said transmission shafts (AT 1 and AT 2) are provided at their end with universal joints (CC1 and CC2), making it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1 and R2) according to the angle induced by the needs of the position of the nacelle (N1, N2). The driveshafts (AT1 and AT2) pass through bearings (RL1 and RL2).
Par exemple selon la figure 8, l'axe (A) de rotation de l'ensemble aile- nacelles est décalé par rapport à la droite (B) comprenant les points (13) de liaison entre les arbres de transmission (T) et les boîtes de renvoi de chaque rotor (R1 , R2) qui transmettent le couple moteur aux rotors fourni par les arbres de transmission. Les cardans (CC1 , CC2) permettent ainsi de transmettre le couple moteur aux rotors (R1 , R2) malgré le décalage. Lesdits cardans (CC1 , CC2) permettent également d'optimiser la position des rotors (R1 , R2) à l'intérieur des nacelles (N1 , N2).  For example according to FIG. 8, the axis (A) of rotation of the wing-pod assembly is shifted with respect to the straight line (B) comprising the connection points (13) between the transmission shafts (T) and the return boxes of each rotor (R1, R2) which transmit the engine torque to the rotors provided by the driveshafts. The gimbals (CC1, CC2) thus make it possible to transmit the engine torque to the rotors (R1, R2) despite the offset. Said gimbals (CC1, CC2) also make it possible to optimize the position of the rotors (R1, R2) inside the nacelles (N1, N2).
Selon un autre mode de réalisation, un générateur électrique (B) est accouplé au moteur thermique (M) et à un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice (4, 5) de chaque nacelle (N1 , N2). Un système de stockage de l'électricité alimente des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice de chaque nacelle.  According to another embodiment, an electric generator (B) is coupled to the heat engine (M) and to an electricity storage system, and has the means of supplying electricity to electric motors integrated in the cones of propeller (4, 5) of each nacelle (N1, N2). An electricity storage system feeds electric motors integrated into the propeller cones of each nacelle.
Le moteur (M) peut être un simple moteur thermique, un simple moteur électrique ou une combinaison de moteur thermique et de moteur électrique.  The engine (M) can be a simple engine, a simple electric motor or a combination of engine and electric motor.
Comme illustré en figure 1, la configuration permet une première position de l'ensemble aile-nacelle comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (N1 et N2), avec les rotors (R1 et R2) tournant autour d'une direction sensiblement horizontale. Cette position est dite « mode avion » dans laquelle la partie basculante de l'aile est comprise dans un plan horizontal. As illustrated in Figure 1, the configuration allows a first position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (N1 and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around 'a direction substantially horizontal. This position is called "airplane mode" in which the tilting portion of the wing is included in a horizontal plane.
Comme illustré en figure 2, la configuration permet une deuxième position de l'ensemble aile-nacelle comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (N1 et N2), avec les rotors (R1 et R2) tournant autour d'une direction sensiblement verticale. Cette position est dite « mode hélicoptère » dans laquelle la partie basculante de l'aile est comprise dans un plan vertical.  As illustrated in FIG. 2, the configuration allows a second position of the wing-pod assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the pods (N1 and N2), with the rotors (R1 and R2) rotating around the wing. a substantially vertical direction. This position is called "helicopter mode" in which the tilting portion of the wing is included in a vertical plane.
De préférence, l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile (AB) et les nacelles (N1 et N2) est orientable sur un secteur angulaire d'environ 95° entre le mode hélicoptère et le mode avion, bien que ce secteur angulaire ne soit pas limitatif. Elles peuvent être maintenues dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol.  Preferably, the assembly comprising the tilting portion of the wing (AB) and the nacelles (N1 and N2) is steerable over an angular sector of about 95 ° between the helicopter mode and the airplane mode, although this angular sector is not limiting. They can be maintained in any intermediate position during any phase of flight.
Selon un mode de réalisation, la première nacelle (N1) comprend un premier volet (V1) mobile en sortie du premier rotor (R1) caréné. La deuxième nacelle (N2) comprend également un deuxième volet (V2) mobile en sortie du deuxième rotor (R2) caréné. According to one embodiment, the first nacelle (N1) comprises a first flap (V1) movable at the output of the first ducted rotor (R1). The second nacelle (N2) also comprises a second flap (V2) movable at the outlet of the second streamlined rotor (R2).
Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) sont montés en rotation autour d'axes parallèles à l'axe (A) de rotation de l'aile et dans le prolongement de l'axe de rotation des rotors: Les volets (V1, V2) peuvent être monoblocs ou comprendre une partie fixe et une partie mobile.  The first flap (V1) and the second flap (V2) are mounted in rotation about axes parallel to the axis (A) of rotation of the wing and in the extension of the axis of rotation of the rotors: The flaps (V1, V2) may be monoblock or comprise a fixed part and a movable part.
Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) s'étendent au moins sur la totalité de la la largeur de la première nacelle (N1) et la deuxième nacelle (N2) respectivement.  The first component (V1) and the second component (V2) extend over at least the entire width of the first nacelle (N1) and the second nacelle (N2) respectively.
Le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) sont actionnables sélectivement par un mécanisme indépendant de celui commandant la rotation de l'ensemble aile basculante nacelles, soit de manière symétrique, soit de manière dissymétrique. Ce mécanisme peut être constitué d'un ensemble de tringles articulées par rapport au fuselage et à l'intérieur de l'aile avec des renvois angulaires ou des cardans pour pouvoir venir agir sur les volets dont les axes sont décalés par rapport à l'axe de pivotement de l'aile basculante et éventuellement par rapport à l'axe de transmission de puissance, dans le cas de rotors actionnés mécaniquement. Les nacelles solidaires de la partie basculante de l'aile donnent la possibilité de choisir de façon optimale par où faire passer les tringles des volets, alors que si les nacelles étaient mobiles par rapport à l'aile, il faudrait faire passer les tringles par l'axe de rotation des nacelles qui sont déjà encombrés par la transmission du couple moteur aux rotors. The first flap (V1) and the second flap (V2) can be selectively actuated by a mechanism independent of that controlling the rotation of the tilting wing pod assembly, either symmetrically or asymmetrically. This mechanism may consist of a set of rods articulated relative to the fuselage and inside the wing with angular references or gimbals to be able to act on the flaps whose axes are offset with respect to the axis of pivoting of the tilting wing and optionally with respect to the power transmission axis, in the case mechanically operated rotors. The nacelles integral with the tilting part of the wing give the possibility of choosing optimally where to pass the rods of the flaps, whereas if the nacelles were movable relative to the wing, it would be necessary to pass the rods by the the axis of rotation of the nacelles which are already congested by the transmission of the engine torque to the rotors.
Ces volets ne sont pas destinés à contrôler le basculement de l'ensemble aile- nacelles. Les volets permettent de modifier le comportement de l'aéronef ou de contrôler et/ou compenser aérodynamiquement l'aéronef.  These flaps are not intended to control the tilting of the wing-pod assembly. The flaps make it possible to modify the behavior of the aircraft or to control and / or compensate aerodynamically the aircraft.
Selon un mode de réalisation, l'aéronef comprend un empennage muni d'au moins un stabilisateur (S1) et d'au moins une dérive (DR1 , DR2), équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur et d'au moins une gouverne de direction. According to one embodiment, the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer (S1) and at least one drift (DR1, DR2), equipped respectively with at least one elevator and at least one elevator. a rudder.
Selon un mode de réalisation, l'aéronef comprend en outre un rotor caréné (1) installé en position sensiblement horizontale à une des extrémités du fuselage (F).  According to one embodiment, the aircraft further comprises a streamlined rotor (1) installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage (F).
Selon un mode de réalisation, le rotor caréné (1) est installé en position sensiblement horizontale à l'extrémité arrière du fuselage (F) au niveau de l'empennage.  According to one embodiment, the streamlined rotor (1) is installed in a substantially horizontal position at the rear end of the fuselage (F) at the level of the empennage.
Selon un mode de réalisation, le rotor caréné (1) est installé en position horizontale à l'extrémité avant de l'aéronef. L'aéronef comprend alors deux ailes de type canard situées de part et d'autre du fuselage (F) afin d'équilibrer les forces aérodynamiques qui s'exercent sur le fuselage en vol horizontale.  According to one embodiment, the streamlined rotor (1) is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft. The aircraft then comprises two duck-type wings located on either side of the fuselage (F) in order to balance the aerodynamic forces exerted on the fuselage in horizontal flight.
L'invention offre ainsi la capacité, pour un aéronef muni de nacelles basculantes, d'emporter des charges utiles et des passagers d'une masse sensiblement équivalente à celle qu'emporteraient des hélicoptères de même puissance, et même d'une masse bien supérieure aux aéronefs à rotors ouverts basculants de même puissance. The invention thus provides the capacity, for an aircraft equipped with tilting nacelles, to carry payloads and passengers of a mass substantially equivalent to that which would take helicopters of the same power, and even a much higher mass to tilting open rotor aircraft of the same power.
En outre, la configuration selon l'invention offre un gain appréciable en termes de sécurité, en simplifiant et en fiabilisant le basculement de l'ensemble du système propulsif. La configuration selon l'invention représente ainsi une solution particulièrement avantageuse pour toutes les applications aériennes effectuées par tous aéronefs à décollage vertical pourvus d'une aile et de nacelles. In addition, the configuration according to the invention offers an appreciable gain in terms of safety, simplifying and making reliable the tilting of the entire propulsion system. The configuration according to the invention thus represents a particularly advantageous solution for all the aerial applications carried out by all vertical take-off aircraft provided with a wing and nacelles.
A titre d'exemple non limitatif, un aéronef selon l'invention présente un gain de sa masse d'environ 15 % par rapport à un aéronef à ailes fixes et nacelles basculantes en bout d'ailes de même taille et muni des mêmes systèmes propulsif et de contrôle.  By way of nonlimiting example, an aircraft according to the invention has a gain in its mass of about 15% compared to a fixed-wing aircraft and tilting tippers at the same size and equipped with the same propulsion systems and control.
En effet, les aéronefs à nacelles basculantes en bout d'aile doivent avoir des renforcements locaux de l'aile afin de compenser la force exercée sur les roulements tenant l'axe de rotation des nacelles. Cette force est causée par les poussées des nacelles mais aussi par le moment généré par la force de poussée de la nacelle qui a un bras de levier correspondant au diamètre de chaque nacelle.  In fact, the aircraft with tilting nacelles at the end of the wing must have local reinforcements of the wing in order to compensate the force exerted on the bearings holding the axis of rotation of the nacelles. This force is caused by the thrust of the nacelles but also by the moment generated by the thrust force of the nacelle which has a lever corresponding to the diameter of each nacelle.
Il doit être évident pour les personnes versées dans l'art que la présente invention permet des modes de réalisation sous de nombreuses autres formes spécifiques sans l'éloigner du domaine d'application de l'invention comme revendiqué. Par conséquent, les présents modes de réalisation doivent être considérés à titre d'illustration, mais peuvent être modifiés dans le domaine défini par la portée des revendications jointes, et l'invention ne doit pas être limitée aux détails donnés ci-dessus. It should be obvious to those skilled in the art that the present invention allows embodiments in many other specific forms without departing from the scope of the invention as claimed. Therefore, the present embodiments should be considered by way of illustration, but may be modified within the scope defined by the scope of the appended claims, and the invention should not be limited to the details given above.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef convertible à aile basculante comprenant 1. Convertible aircraft with tilting wing comprising
- un fuselage (F),  a fuselage (F),
- une aile dont au moins une partie est basculante (AB) par rapport au fuselage (F) selon un axe (A) de rotation perpendiculaire à l'axe (AL) longitudinal du fuselage (F),  a wing of which at least part is tilting (AB) relative to the fuselage (F) along an axis (A) of rotation perpendicular to the longitudinal axis (AL) of the fuselage (F),
caractérisé en ce qu'il comprend en outre : characterized in that it further comprises:
- une première nacelle (N1) comprenant un premier rotor (R1 ) caréné (C1) et une deuxième nacelle (N2) comprenant un deuxième rotor (R2) caréné (C2), les deux nacelles (N1 , N2) étant chacune solidaires d'une extrémité de la partie basculante de l'aile (AB), la partie basculante de l'aile (AB) étant monobloc avec les nacelles (N1 , N2) pour former un ensemble aile-nacelles,  a first nacelle (N1) comprising a first ducted rotor (C1) and a second nacelle (N2) comprising a second streamlined rotor (R2) (C2), the two nacelles (N1, N2) being each secured to each other; one end of the tilting portion of the wing (AB), the tilting portion of the wing (AB) being integral with the pods (N1, N2) to form a wing-pod assembly,
les plans des rotors (R1 , R2) étant décalés de l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile d'une distance allant jusqu'à 30% de la corde de l'aile, l'axe passant par les centres de poussée des rotors étant décalé par rapport à l'axe (A) de rotation de la partie (AB) basculante de l'aile. the planes of the rotors (R1, R2) being offset from the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing by a distance of up to 30% of the wing cord, axis passing through the centers of thrust of the rotors being offset with respect to the axis (A) of rotation of the tilting portion (AB) of the wing.
2. Aéronef selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'aéronef comprend un mécanisme d'actionnement et un dispositif de contrôle et commande du dispositif d'actionnement assurant la rotation de l'ensemble comprenant la partie basculante de l'aile et les nacelles en fonction des phases de vol souhaitées parmi un vol vertical, horizontal ou transitoire. 2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the aircraft comprises an actuating mechanism and a device for controlling and controlling the actuating device ensuring the rotation of the assembly comprising the tilting portion of the wing and the nacelles according to the desired flight phases among a vertical, horizontal or transient flight.
3. Aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mécanisme d'actionnement de la partie basculante (AB) est disposé sur le dessus du fuselage (F) dans une partie fixe (AF) de l'aile solidaire du haut du fuselage (F), la partie basculante (AB) de l'aile formant une découpe en U, dont les jambes viennent s'emboiter en position vol horizontal dans la partie fixe (AF) et dont la partie centrale du U surplombe le fuseSage (F) et tes jambes encadrent le fuselage en position vol vertical ou transitoire, 3. Aircraft according to claim 2, characterized in that the actuating mechanism of the tilting portion (AB) is disposed on the top of the fuselage (F) in a fixed part (AF) of the wing secured to the top of the fuselage. (F), the tilting portion (AB) of the wing forming a U-shaped cutout, the legs of which are engaged in a horizontal flight position in the fixed portion (AF) and whose central part of the U overlooks the fuseSage (F) and your legs frame the fuselage in vertical or transient flight position,
4. Aéronef ssiôft la revend (cation 3, caractérisé en ce que la partie fixe (AF) de î'aiie solidaire du haut du fuselage (¥) a une forme an T dont les extrémités de la partie fixe formant la barre du T dépassent de part et d'autre du fuselage (F) et vers l'arrière par rapport aux carénages (Cl, C2) des nacelles (NI , N2). 4. Aircraft ssiôft the res (cation 3, characterized in that the fixed part (AF) of the united solidary of the top of the fuselage (¥) has a form T T whose ends of the fixed part forming the bar of the T exceed on both sides of the fuselage (F) and backwards relative to the fairings (C1, C2) of the nacelles (NI, N2).
5. Âéronef seÊon au moins une des revendications 2 à 4 caractérisé en ce que le mécanisme d'action nernent comprend au moins un actlonneur {£1 , E2) solidaire de la partie basculante (AB) de l'aile, l'aetionneur (E1 , £2) étant muni d'un pignon (Pi, P2) apt à tourner sur une demi-roue dentée (RDI, RD2) solidaire du fuselage (F) pour assure le basculement de la partie basculante de l'aile (AB). 5. A aircraft according to at least one of claims 2 to 4, characterized in that the action mechanism comprises at least one actuator {1, E2) integral with the tilting portion (AB) of the wing, the aetionneur ( E1, £ 2) being provided with a pinion (Pi, P2) apt to rotate on a half-toothed wheel (RDI, RD2) integral with the fuselage (F) to ensure the tilting of the tilting portion of the wing (AB ).
6. Aéronef seton au moins une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que le mécanisme d'actionnement comprend au moins un actlonneur solidaire du fuselage (F), l'actionneur étant muni d'un pignon apte â tourner sur une demi- roue dentée solidaire de la partie basculante de l'aile pour assurer Se basculement de Sa partie basculante de l'aile (AB), 6. Aircraft according to at least one of claims 2 to 5, characterized in that the actuating mechanism comprises at least one actuator integral with the fuselage (F), the actuator being provided with a pinion capable of rotating on a half toothed wheel secured to the tilting portion of the wing to ensure tilting of its tilting portion of the wing (AB),
7 Aéronef selon au moins une des revend icai ions 1 à 6, caractérisé en ce que l'axe ÇA) de rotation est aligné avec Se centre de poussée des nacelles (N1 , N2)t situé environ â 30% de la corde des carénages (Cl, C2) des nacelles (NI , 2), en partant de Pavant et en se déplaçant vers l'arrière, 7 Aircraft according to at least one of the ions sells icai 1 to 6, characterized in that the axis CA) of rotation is aligned with If nacelle thrust center (N1, N2) t located approximately to 30% of the chord fairings (Cl, C2) nacelles (NI, 2), starting from the front and moving backwards,
8. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que Ses bords d'attaque de la partie basculante (AB) de aile et la jointure entre Sa partie basculante (AB) de l'aile et les nacelles sont optimisés pour envoyer Ses tourbillons marginaux d© l'aile à l'extérieur des nacelles (Ni, 2), 8. Aircraft according to at least one of claims 1 to 7, characterized in that its leading edges of the tilting portion (AB) wing and the joint between its tilting portion (AB) of the wing and the pods are optimized to send its marginal eddies from the wing to the outside of the nacelles (Ni, 2),
9. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que l'aéronef comprend en outre au moins un moteur (M) dont le couple est apte à être transmis, par une boîte de transmission (BT) comprise dans le fuselage, à deux arbres de transmission (AT1 , AT2) installés dans des paliers (D1 , D2, D3, D4) solidaires du fuselage (F) et traversant des roulements (RL1 , RL2) pour entraîner les rotors (RI , R2) des nacelles (N1 , N2). 9. Aircraft according to at least one of claims 1 to 8, characterized in that the aircraft further comprises at least one motor (M) whose torque is adapted to be transmitted by a transmission gearbox (BT) included in the fuselage, with two transmission shafts (AT1, AT2) installed in bearings (D1, D2, D3, D4) integral with the fuselage (F) and passing through bearings (RL1, RL2) for driving the rotors (R1, R2) of the nacelles (N1, N2).
10. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que un générateur électrique est accouplé à un moteur thermique (M) et à un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les cônes d'hélice (4, 5) de chaque nacelle (N1 , N2). 10. Aircraft according to at least one of claims 1 to 8, characterized in that an electric generator is coupled to a heat engine (M) and an electricity storage system, and has the means of supplying power to electricity. electric motors integrated in the helical cones (4, 5) of each nacelle (N1, N2).
11. Aéronef selon la revendication 9, caractérisé en ce que les deux arbres de transmission (AT1 , AT2) sont prolongés de cardans (CC1 , CC2) aptes à entraîner les rotors (R1 , R2) des nacelles (N1 , N2). 11. Aircraft according to claim 9, characterized in that the two transmission shafts (AT1, AT2) are extended gimbals (CC1, CC2) capable of driving the rotors (R1, R2) pods (N1, N2).
12. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que l'aile est équipée de becs d'attaques mobiles, d'aérofreins, d'ailerons ou de volets hypersustentateurs. 12. Aircraft according to at least one of claims 1 to 8, characterized in that the wing is equipped with movable attack nozzles, air brakes, fins or flaps high lift.
13. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la première nacelle (N1) comprend un premier volet (V1) au moins partiellement mobile en sortie du premier rotor (R1) caréné, la deuxième nacelle (N2) comprenant un deuxième volet (V2) au moins partiellement mobile en sortie du deuxième rotor (R2) caréné, le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles à l'axe (A) de rotation de l'aile. 13. Aircraft according to at least one of claims 1 to 9, characterized in that the first nacelle (N1) comprises a first flap (V1) at least partially movable output of the first rotor (R1) ducted, the second nacelle (N2). comprising a second flap (V2) at least partially movable at the outlet of the second streamlined rotor (R2), the first flap (V1) and the second flap (V2) being mounted for rotation about axes substantially parallel to the axis (A) ) of rotation of the wing.
14. Aéronef selon la revendication 13, caractérisé en ce que le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) s'étendent au moins sur la totalité de la largeur de la première nacelle (N1) et respectivement la deuxième nacelle (N2). 14. Aircraft according to claim 13, characterized in that the first flap (V1) and the second flap (V2) extend over at least the entire width of the first nacelle (N1) and respectively the second nacelle (N2). ).
15. Aéronef selon au moins une des revendications 13 à 14, caractérisé en ce que le premier volet (V1) et le deuxième volet (V2) sont actionnables sélectivement par un mécanisme soit de manière symétrique, soit de manière dissymétrique. 15. Aircraft according to at least one of claims 13 to 14, characterized in that the first flap (V1) and the second flap (V2) are selectively operable by a mechanism either symmetrically or asymmetrically.
16. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 15, caractérisé en ce que la transmission de la puissance vers les rotors est réalisée par des câbles électriques dans le cas où les rotors sont actionnés par des moteurs électriques. 16. Aircraft according to at least one of claims 1 to 15, characterized in that the transmission of power to the rotors is performed by electric cables in the case where the rotors are actuated by electric motors.
17. Aéronef selon au moins une des revendications 9 ou 11 , caractérisé en ce que chaque nacelle (N1 , N2) comprend dans chaque cône d'hélice (4, 5) une boîte mécanique de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas de chaque rotor (R1 , R2). 17. Aircraft according to at least one of claims 9 or 11, characterized in that each nacelle (N1, N2) comprises in each helical cone (4, 5) a mechanical gearbox of the power and the means to do vary the pitch of each rotor (R1, R2).
18. Aéronef selon au moins une des revendications 9 à 11 , caractérisé en ce que chaque nacelle (N1 , N2) comporte un cône d'hélice (4, 5) solidaire du carénage (C1 , C2) par le moyen d'une traverse (T1 , T2) dont les deux extrémités sont fixées au carénage (C1, C2), ledit cône d'hélice incorporant soit la boite de renvoi, soit un moteur électrique. 18. Aircraft according to at least one of claims 9 to 11, characterized in that each nacelle (N1, N2) comprises a helical cone (4, 5) integral with the fairing (C1, C2) by means of a cross member. (T1, T2) whose two ends are fixed to the fairing (C1, C2), said helical cone incorporating either the gearbox or an electric motor.
19. Aéronef selon au moins une des revendications 9 à 11, caractérisé en ce que chaque nacelle (N1 , N2) comprend une autre traverse perpendiculaire (U1 , U2) à la première traverse (T1 , T2) formant ainsi une croix à l'intérieur du carénage (C1 , C2). 19. Aircraft according to at least one of claims 9 to 11, characterized in that each nacelle (N1, N2) comprises another perpendicular crossbar (U1, U2) to the first crossbar (T1, T2) thus forming a cross to the interior of the fairing (C1, C2).
20. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 18, caractérisé en ce que l'aéronef comprend en outre un rotor caréné (1) installé en position sensiblement horizontal à une des extrémités du fuselage. 20. Aircraft according to at least one of claims 1 to 18, characterized in that the aircraft further comprises a shrouded rotor (1) installed in a substantially horizontal position at one end of the fuselage.
21. Aéronef selon la revendication 20, caractérisé en ce que le rotor caréné est installé en position horizontale à l'extrémité avant de l'aéronef, l'aéronef comprenant deux ailes de type canard situées de part et d'autre du fuselage (F). 21. Aircraft according to claim 20, characterized in that the ducted rotor is installed in a horizontal position at the front end of the aircraft, the aircraft comprising two duck-type wings located on either side of the fuselage (F ).
22. Aéronef selon au moins une des revendications 1 à 20, caractérisé en ce que l'aéronef comprend un empennage muni d'au moins un stabilisateur (S1) et d'au moins une dérive (DR1 , DR2). 22. Aircraft according to at least one of claims 1 to 20, characterized in that the aircraft comprises a stabilizer equipped with at least one stabilizer (S1) and at least one drift (DR1, DR2).
23., Aéronef selon la revendication 22, caractérisé en ce que le ou les stabilisateur (S1) et la ou les dérives (DR1 , DR2) sont équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur et/ou d'au moins une gouverne de direction. 23. An aircraft according to claim 22, characterized in that the stabilizer (S1) and the drift (s) (DR1, DR2) are respectively equipped with at least one elevator and / or at least one control surface. of management.
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