WO2017021918A1 - Aéronef convertible pourvu de deux rotors carénés en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage - Google Patents

Aéronef convertible pourvu de deux rotors carénés en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage Download PDF

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WO2017021918A1
WO2017021918A1 PCT/IB2016/054705 IB2016054705W WO2017021918A1 WO 2017021918 A1 WO2017021918 A1 WO 2017021918A1 IB 2016054705 W IB2016054705 W IB 2016054705W WO 2017021918 A1 WO2017021918 A1 WO 2017021918A1
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Gerome Bermond
Etienne VANDAME
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Gerome Bermond
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Definitions

  • the present invention relates to improvements made to convertible aircraft with streamlined rotors.
  • nacelle tilting streamlined rotors, arranged on either side of the fuselage, the assembly being called “nacelle”.
  • helicopter a low translational speed
  • airplane a high speed airplane
  • the present invention aims to provide a convertible aircraft with streamlined rotors whose control is improved in efficiency and reliability, while complying with aircraft certification standards, thus allowing to consider a series production and a mass exploitation.
  • its configuration makes it possible to size the nacelles favorably to improve its performance in all phases of flight.
  • a convertible aircraft comprising a fuselage, at least one fixed horizontal ducted rotor, called “horizontal fan", located at the front or rear end of the fuselage, a stabilizer comprising a stabilizer and a drift at least two wings arranged on either side of the fuselage, and at least one first and one second pods arranged at the ends of the wings; these nacelles, mounted tilting about an axis transverse to the fuselage, each comprise a shrouded rotor and a flap disposed at the outlet of each streamlined rotor to ensure control of the aircraft.
  • the presence of the horizontal fan makes it possible to vary in a wide range the center of gravity of the aircraft, thus greatly facilitating the longitudinal distribution of the onboard loads.
  • the shutters at the fairing outlet can therefore be differentially driven.
  • the independent operation of the shutters combined with the action of the horizontal fan offer precise and particularly simple control and compensation possibilities for the aircraft in roll, yaw and pitch, whatever the phase of flight.
  • the fan ensures the stability of the axis longitudinal axis of the aircraft, while the center of thrust of the nacelles and the center of gravity are no longer aligned.
  • the shutters placed at the outlet of the nacelle can take advantage of a generous air flow and available regardless of the flight phases. The control of the aircraft can therefore be assured constantly regardless of its speed of advancement.
  • the presence of the wing allows both to house the systems of actuation of the rotation of the nacelles, the transmission of the power, and the fuel or any other source of energy, without obstructing the space cabin.
  • this general configuration close to a conventional aircraft, allows for vertical and horizontal takeoffs and landings from a runway, and provides great aerodynamic stability in horizontal flight.
  • the invention further comprises at least any of the following:
  • the aircraft is provided with a heat engine positioned in the fuselage, preferably behind the wings, and driving by a mechanical transmission the rotors located in the nacelles.
  • Each nacelle includes a power return box and the means of varying the pitch of the rotor, thus giving them the opportunity, at equal power absorbed, to vary the thrust they exert.
  • the aircraft is provided with an electric generator coupled to the heat engine and an electricity storage system, an electrical transformation system and means of transporting this electricity to electric motors integrated in each nacelle.
  • the aircraft is characterized in that the engine exhaust gases are ejected on the top of the fuselage by an opening for diffusing the noise of the exhaust upwards, and thus significantly reduce the sound signature of said aircraft for an observer on the ground.
  • the aircraft is equipped with two air intakes located on the top of the fuselage in front of the wings, to supply air to the engine and to ensure the cooling of the onboard systems.
  • the wings are fixed and located at the upper level of the fuselage. Preferably, they are linked on top of the fuselage.
  • the high installation of the wings makes it possible to increase the size of the nacelles and consequently the total thrust of the propulsion system with constant power. It also facilitates access to the passenger compartment and clears the visibility of the pilot and passengers.
  • the wings extend in a direction substantially perpendicular to the fuselage of the aircraft. Alternatively, they may have an arrow backwards.
  • the aircraft includes a conventional tailplane.
  • it includes a horizontal plane called stabilizer, and a vertical plane called drift.
  • the stabilizer is equipped with elevators
  • the fin is equipped with a rudder.
  • the aircraft is equipped with a stabilizer comprising a stabilizer and two offset fins at each end of the stabilizer.
  • the stabilizer is equipped with elevators, and the fins are equipped with rudders.
  • This arrangement allows the insertion of the horizontal fan at the end of the fuselage, and therefore a better aerodynamic efficiency during its operation. In this way, the horizontal empennage is blown by the nacelles during the transition phase, making it functional when the relative wind does not allow it yet.
  • the fan is disposed in the turbulent air flow at the rear end of the fuselage, which makes it less penalizing as for the aerodynamic drag balance of the aircraft.
  • the aircraft is equipped with a "butterfly" V tail, where the stabilizer and the drift are replaced by two surfaces forming a V, equipped with moving surfaces acting as both elevator and control gear. of management.
  • This arrangement allows in the same way that the previous provision advantageously insert the horizontal fan in the fuselage.
  • the aircraft may comprise fins and / or flaps mounted on the wings. All of these aerodynamic surfaces previously mentioned are referred to as "conventional control means”.
  • the nacelles have one or more flaps, which can be moved symmetrically or non-symmetrically.
  • the pods and their flap are arranged at the end of the wing, which allows to take advantage of a maximum lever for control and compensation of the aircraft, thereby limiting their size and the power absorbed by the organs of the aircraft. control.
  • the first and second flaps are rotatably mounted. They are mounted in rotation about axes substantially parallel to the tilting axes of the first and second nacelle respectively.
  • the flaps extend substantially over the entire inner section of the nacelle to increase its effectiveness.
  • the horizontal fan is integrated at the front or rear end of the fuselage and can be controlled independently of the two flaps to vary its thrust, by the variation of its pitch or rotation speed.
  • the horizontal fan is rotated by one or more electric motors.
  • the aircraft is equipped with control means and their transmission, coupled with the flaps, the moving surfaces of the tail tail, the wingtip rotors, and the horizontal fan.
  • the aircraft is configured such that the horizontal fan is located at the front end of the fuselage, in the nose, and the empennage is in T.
  • This empennage consists of a single drift and a single stabilizer mounted at the top of the drift, each equipped respectively with a rudder and elevators.
  • This type of empennage has the advantage of not being in the air flow generated by the nacelles, and therefore to be subject only to the air flow associated with the horizontal displacement of the aircraft. This empennage then generates a control source independent of that of the nacelles, adding thereto to reinforce the control of the aircraft.
  • the aircraft also includes two "duck" wings, located at the front and on either side of the fuselage, in order to balance the aerodynamic forces exerted on it in horizontal flight.
  • this type of three-plane configuration makes it possible to implant the wings, and thus the nacelles, further behind the cabin, thus freeing the lateral visibility of the passengers and the possibilities of operations in hovering for any type of mission, including civil security.
  • Figure 1 is a perspective view of an aircraft whose nacelles are oriented in airplane mode, according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 2 is a perspective view of the aircraft whose nacelles are oriented in helicopter mode, according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 3 is a view from above of the aircraft illustrated in FIG.
  • FIG. 4 is a side view of the aircraft illustrated in FIG. Figure 5 is a perspective view of an aircraft equipped with a T-tail and two duck wings, according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 6 is a perspective view of a nacelle, according to an exemplary embodiment of the invention.
  • This aircraft comprises a fuselage F and two wings A1 and A2, disposed above the fuselage F.
  • the fuselage F extends mainly in a longitudinal direction defined by its nose and tail.
  • the aircraft further comprises a pair of nacelles N1 and N2 also disposed on either side of the fuselage F, and a horizontal fixed fan 1.
  • the aircraft is equipped with a stabilizer, consisting of a stabilizer S1 and two fins D1 and D2, respectively equipped with a elevator P1 and two rudders G1 and G2.
  • the aircraft is characterized in that two air inlets E1 and E2, as well as the exhaust H of the gases of the engine M are located on the top of the fuselage F.
  • This aircraft comprises a fuselage F and two wings A1 and A2, disposed above the fuselage F.
  • the fuselage F extends mainly in a longitudinal direction defined by its nose and tail.
  • the aircraft further comprises a pair of nacelles N1 and N2 also disposed on either side of the fuselage F, and a horizontal fixed fan 1.
  • the aircraft comprises a T-tail consisting of a drift D3 and a stabilizer S2 mounted at the top of the fin, each equipped respectively with a rudder G3 and elevators P2 and P3; the aircraft also includes two wings "duck" W1 and W2 located at the front and on both sides of the fuselage, between the horizontal fan 1 and the cabin.
  • each nacelle N1 and N2 constitutes a propulsion member of the aircraft. They each comprise an internal fairing C1 and C2, and at least one rotor R1 and R2, provided with blades and configured to rotate inside each inner fairing C1 and C2.
  • the nacelles N1 and N2 are mounted tilting relative to the fuselage F, and are rotated at the end of the wings A1 and A2 along an axis strictly orthogonal to the longitudinal axis of the fuselage F.
  • the wings A1 and A2 are fixed, extend in a direction substantially transverse to the fuselage F, as shown in Figures 1 to 5, and have a high implantation.
  • the nacelles N1 and N2 are located at the end of the wings A1 and A2. This makes it possible to position the axis of rotation of the rotors R1 and R2 as high as possible.
  • the aircraft according to the invention then offers improved accessibility to the access openings 2 and 3 of the passenger compartment, compared to a low-wing configuration. In addition, the visibility of the pilot and passengers is greatly improved.
  • this positioning of the nacelles offers a greater leverage compared to the center of gravity and considerably reduces the interactions of the airflow with the fuselage.
  • the aircraft is also configured so that in a first position of the nacelles, the rotors R1 and R2 rotate around a substantially horizontal direction. The aircraft then moves substantially horizontally and can reach its maximum speed.
  • the aircraft is configured so that, in a second position of the nacelles N1 and N2, the rotors R1 and R2 rotate around them. a substantially vertical direction.
  • the aircraft can then perform vertical take-offs or landings, stationary flights, or move horizontally at slow speeds for approach flights.
  • the nacelles N1 and N2 are steerable over an angular sector of about 95 ° between the helicopter mode and the airplane mode. They can be maintained in any intermediate position during any phase of flight.
  • FIG. 6 illustrates the configuration of the nacelle N1, identical to the nacelle N2.
  • the nacelle N1 comprises a casing 4 which contains the gearing gear of the engine power to the rotor R1, or the electric motors in the case of a hybrid generation of the propulsion.
  • the nacelle N1 has a rotor disk defined by inner walls of the fairing C1.
  • the casing 4 is integral with the fairing C1 by means of a cross member T1 whose two ends are fixed to the fairing C1.
  • the nacelle N1 comprises another cross T2 forming a cross inside the fairing C1 so as to stiffen the nacelle N1 and to support the rotor R1.
  • the power transmission shaft is housed in the crossbar T1.
  • the nacelle N1 admits only a single tilting movement relative to the wing A1, the axis of this tilt being fixed and orthogonal to the fuselage F. This greatly simplifies the kinematics of the nacelle, and therefore to increase the reliability of the aircraft and to limit the weight of its propulsion system.
  • the aircraft comprises at least two flaps V1 and V2 associated respectively with the nacelles N1 and N2, and arranged at the output of the flow through respectively the rotors R1 and R2.
  • Each flap V1 and V2 designate an aerodynamic surface that is mobile about a single axis, used to modify the air flow at the outlet of the nacelle.
  • the flaps V1 and V2 are pivotally mounted relative to the nacelles N1 and
  • the flaps V1 and V2 are mounted pivoting about an axis orthogonal to the fuselage F.
  • the pivot axis of the flap V1 is therefore substantially parallel to the axis of tilting of the N1 and N2 nacelles.
  • the flaps V1 and V2 located on either side of the fuselage F and respectively belonging to the pair of nacelles N1 and N2, are configured so that they can be asymmetrically driven. It is specified that in the context of the present invention asymmetry means non-symmetrical and does not impose or exclude an identical amplitude of movement. Thus only one of the flaps V1 and V2 can be moved and the other not, or the two flaps V1 and V2 can be moved with identical amplitudes in the same or opposite directions, or the two flaps V1 and V2 can be animated with different amplitudes in identical or opposite directions.
  • each flap V1 and V2 modifies the behavior of the aircraft.
  • the flaps V1 and V2 are configured to bring the aircraft from one equilibrium state to another, and thus contribute to the control and / or aerodynamic compensation of the aircraft.
  • the aircraft is provided with a heat engine M positioned inside the fuselage F, preferably close to the wings A1 and A2, and driving the rotors R1 and R2.
  • the aircraft is provided with an electric generator B coupled to the heat engine M, for generating electricity to supply electric motors integrated in the housings (J1, J2) pods (N1, N2).
  • an electric generator B coupled to the heat engine M, for generating electricity to supply electric motors integrated in the housings (J1, J2) pods (N1, N2).
  • the aircraft has a landing gear consisting of a nose landing gear 10 and a central landing gear train 11 composed of two undercarriages; specifically, the aircraft may have a fixed landing gear consisting of two metal pads.
  • the aircraft control strategy according to any one of the preceding features comprises at least any of the following:
  • the position of the nacelles (N1, N2) remains symmetrical on both sides of the fuselage (F).
  • the roll, pitch and yaw controls are effected by controlling the position of the flaps (V1, V2) in a differential or symmetrical manner, conventional control means (P1, P2, D1, D2, D3) of the empennage, as well as by modifying the thrust exerted by the horizontal fan (1).
  • the inertia of these control means being almost zero compared to what would be the inertia of a nacelle in rotation, the fineness of the control is greatly improved.
  • the yaw and the roll are produced by an asymmetry of the thrust generated by each nacelle (N1, N2).
  • N1, N2 the nacelle
  • a variation of the pitch of the rotors (R1, R2) associated with a constant rotational speed of the rotors (R1, R2) has the advantage of improving the reactivity of the control of the aircraft.
  • the two flaps (V1, V2) are moved in opposite directions or in the same direction with substantially equal amplitudes.
  • the pivoting of the flaps (V1, V2), the pitch or power delivered to the rotors (R1, R2), the horizontal fan (1), and the conventional control means (P1, P2, D1, D2, D3) are coupled by mechanical means, and / or electrical and / or electronic, thus ensuring a high quality of control and compensation of the aircraft in all phases of flight.
  • this coupling of all the control means makes it possible to reconcile the control of the aircraft at very low speed and at high speed.
  • the conventional control means P1, P2, D1, D2, D3 are ineffective because no air flows on their surface. But as soon as the aircraft translate at a sufficient speed, they add up to the action of the flaps (V1, V2), rotors (R1, R2) and the horizontal fan (1) to control it.
  • a flap (V1, V2) is pivoted rearward (upwards) when the position of its trailing edge after pivoting is shifted towards the empennage (the top) with respect to its position before pivoting. Conversely, a flap (V1, V2) is pivoted forward (down) when the position of its trailing edge after pivoting is shifted towards the nose (bottom) of the aircraft relative to its position before pivoting.
  • the nacelles go from a vertical orientation to a horizontal orientation.
  • a greater thrust of the nacelle N1 causes a yaw movement to the side of the nacelle N2.
  • the deflection of the flaps (V1, V2) as well as the dissymmetry of the thrust exerted by the rotors (R1, R2) are coupled with the rudder (D1, D2, D3) located on the empennage for control the aircraft in yaw during all phases of flight.
  • the flaps (V1, V2) always remain in symmetrical positions on either side of the fuselage F.
  • a flap of the flaps (V1, V2) upward generates a tilting torque, while a flap movement (V1, V2) downwards generates a piercing torque.
  • the deflection of the flaps (V1, V2) is coupled with the depth (P1, P2) located on the empennage to control the aircraft in pitch.
  • the horizontal fan may be coupled to the autopilot or any other electronic system to maintain a strictly zero aircraft attitude in the hover, and during the transition phase from helicopter mode to airplane mode. This allows greater driving comfort and better stability. Control during the transition phase
  • the "rotation angle" of the rotors (R1, R2) is that which is described between the axis of rotation of the rotors (R1, R2) in helicopter mode and the horizontal axis of the fuselage.
  • the effect generated by a pivoting of the flaps (V1, V2) depends on the orientation of the nacelles (N1, N2).
  • the angle of rotation of the nacelles (N1, N2) is greater than 45 °, it mainly induces a rolling movement accompanied by a yaw movement.
  • the angle of rotation is equal to 45 °, it induces as much roll as yaw.
  • the effect generated by an asymmetry of the thrust of the rotors depends on the orientation of the nacelles (N1, N2).
  • the angle of rotation is greater than 45 °, the dissymmetry of the thrust induces a majority of yaw movement accompanied by a roll motion.
  • the angle of rotation is less than 45 °, it induces a majority of rolling movement accompanied by a yaw movement.
  • the angle of rotation is equal to 45 °, it induces as much roll as yaw.
  • the nacelles (N1, N2) can be moved independently of one another.
  • the pilot can select an independence setting of the nacelles (N1, N2).
  • Their symmetrical or asymmetrical movement, in an actuation envelope of about 95 degrees with respect to the longitudinal axis of the fuselage (F), can control the aircraft on the same principle as the flaps (V1, V2). Compensation
  • any movement of the flaps (V1, V2), nacelles (N1, N2), any asymmetrical modification of the thrust of the rotors (R1, R2), or any modification of the horizontal fan thrust 1, as described above, can be used for aerodynamic compensation purposes, in order to keep the aircraft in stable equilibrium at any moment of the flight. Effects induced by nacelles (N1, N2)
  • the tilting of the nacelles (N1, N2) generates two undesirable effects, said induced, which it is necessary to compensate.
  • the first is the gyroscopic precession of the nacelles (N1, N2) during their tilting, which induces a biting moment when they are tilted from the rear to the front, and a tilting moment when they are tilted forward rearward.
  • the second is the lift variation of the nacelles (N1, N2) as a function of their tilt angle.
  • the air flow impacts the nacelles (N1, N2) and generates a lift that is variable in their angle of attack and the thrust produced.
  • the aircraft is configured to allow differential activation of the flaps (V1, V2), the thrust of the rotors (R1, R2), and the horizontal fan 1.
  • the aircraft can benefit from electronic assistance to optimize control.
  • the invention thus provides an aircraft that is both as fast and efficient as a cruising aircraft and as controllable as a hovering helicopter.
  • it is able to land and take off in helicopter mode, just like in airplane mode.
  • the aircraft also has the ability to maintain a constant speed downhill with a sharply inclined forward attitude, like an airplane. A helicopter would take speed and would be forced to change its trajectory quickly. This ability maintains visibility, speed and accuracy to the point of landing.
  • the nacelles offer the same power / thrust ratio when hovering, and therefore the same capacities when this phase of flight.
  • the aerodynamic configuration of the aircraft ensures its lift by the aerodynamic surfaces, and thus achieves comparable speeds at lower power, resulting in a better economy of use.
  • the orientation of the axis of the rotors forward in horizontal flight can achieve speeds much greater than those of a helicopter.
  • the aircraft Because of its configuration with three hovering thrust points, the aircraft is particularly stable. It also offers many means of control and compensation regardless of the flight phase, while presenting a great simplicity of construction and therefore better reliability compared to helicopters.
  • the aircraft according to the invention thus represents a particularly advantageous solution for all civil security applications, emergency, public or private transport, and generally for all missions usually involving helicopters and aircraft.
  • an aircraft according to the invention has a wingspan of 9 meters, a length of 8.50 meters, a curb weight of 1.1 tons and a driving power of 350 horses; it offers a payload of about 450 kilograms. Typically, it is configured to accommodate 1 pilot and 3 passengers, or 1 pilot and 1 cubic meter of freight. It covers a distance of about 800 nautical miles, at about 160 knots.

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Abstract

L'invention concerne un aéronef convertible comprenant un fuselage (F), une paire d'ailes (A1, A2) disposées de part et d'autre du fuselage (F), au moins un rotor caréné (1) installé en position horizontale à l'une des extrémités du fuselage (F), et une première et une deuxième nacelles (N1, N2) disposées respectivement à l'extrémité de chaque aile (A1, A2), comprenant chacune un rotor (R1, R2) caréné, et montées basculantes par rapport au fuselage (F), en ce qu'elles comprennent au moins un premier et un deuxième volets mobiles (V1, V2), disposés respectivement à la sortie du rotor (R1) caréné de la première nacelle (N1) et à la sortie du rotor (R2) caréné de la deuxième nacelle (N2). L'aéronef selon l'invention représente ainsi une solution avantageuse pour toutes applications impliquant des hélicoptères et des avions, et particulièrement les missions de sécurité civile, de secours, de transports publics ou privés.

Description

Aéronef convertible pourvu de deux rotors carénés en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage
La présente invention concerne des perfectionnements apportés aux aéronefs convertibles à rotors carénés.
Ces aéronefs sont pourvus de deux rotors carénés basculants, disposés de part et d'autre du fuselage, l'ensemble étant appelé « nacelle ». Selon la position de la nacelle, ces aéronefs ont la faculté à la fois de se déplacer à la verticale avec une vitesse de translation faible, comme les hélicoptères (qualifié de mode « hélicoptère >>), et à la fois de se translater à l'horizontal à des vitesses plus élevées, comme les avions (qualifié de mode « avion >>).
Ces aéronefs ont pour avantage de proposer une solution de propulsion polyvalente, d'être moins encombrants, plus silencieux, plus stables et moins complexes à fabriquer que les hélicoptères et les aéronefs convertibles à rotor sans carénage.
Mais bien que de nombreux prototypes d'aéronefs convertibles à rotors carénés aient été fabriqués, aucun d'eux n'a jamais accédé au stade de la production série, en raison de plusieurs facteurs techniques défavorables.
En effet, le contrôle de ces aéronefs est problématique, car les carénages de rotor génèrent une portance dès qu'un flux d'air vient les impacter. La variation de la position des carénages lors des phases de transition entre les modes hélicoptère et avion modifie ainsi substantiellement la répartition et l'intensité de la portance et de la traînée globale de l'aéronef. Son comportement varie alors significativement, rendant son contrôle délicat. Des systèmes de contrôle et de compensation ont déjà été imaginés. Dans la pratique, ces systèmes se sont avérés trop complexes et/ou insuffisamment efficaces pour dépasser le stade du prototype et atteindre la production série.
En outre, à partir d'une certaine vitesse d'avancement en mode avion, les surfaces des carénages génèrent inévitablement une traînée importante, qui limite les performances de ces aéronefs comparativement aux avions.
Enfin, le poids des nacelles et les forces aérodynamiques qui s'exercent sur elles, impactent défavorablement la structure et donc la masse de l'aéronef. Ainsi, il existe un besoin consistant à proposer un aéronef convertible à rotor caréné limitant ou résolvant au moins l'un des inconvénients mentionnés précédemment.
Plus précisément, la présente invention a pour objectif de proposer un aéronef convertible à rotors carénés dont le contrôle est amélioré en efficacité et en fiabilité, tout en se conformant aux normes de certification des aéronefs, permettant ainsi d'en envisager une production série et une exploitation de masse. De surcroît, sa configuration permet de dimensionner favorablement les nacelles afin d'améliorer ses performances dans toutes les phases de vol.
A cet effet, on prévoit selon l'invention un aéronef convertible comprenant un fuselage, au moins un rotor caréné horizontal fixe, appelé « fan horizontal », situé à l'extrémité avant ou arrière du fuselage, un empennage comprenant un stabilisateur et une dérive, au moins deux ailes disposées de part et d'autre du fuselage, et au moins une première et une deuxième nacelles disposées aux extrémités des ailes ; ces nacelles, montées basculantes autour d'un axe transversal au fuselage, comprennent chacune un rotor caréné et un volet disposé à la sortie de chaque rotor caréné afin d'assurer le contrôle de l'aéronef.
Les avantages d'une telle configuration sont multiples. Cela permet tout d'abord de proposer trois points d'appui lors de la sustentation en stationnaire de l'aéronef, grâce aux deux nacelles et au fan horizontal, assurant ainsi une parfaite stabilité dans le plan horizontal pendant cette phase de vol.
En outre, la présence du fan horizontal permet de faire varier dans une grande plage le centre de gravité de l'aéronef, facilitant ainsi grandement la répartition longitudinale des charges embarquées.
Durant toutes les phases de vol, les volets en sortie de carénage peuvent donc être mouvementés de manière différentielle. L'actionnement indépendant des volets combiné à l'action du fan horizontal, offrent des possibilités de contrôle et de compensation précis et particulièrement simples de l'aéronef en roulis, en lacet et en tangage, et ce quelle que soient les phases de vol. Notamment pendant la phase de transition, durant laquelle l'axe de rotation des rotors passe de la verticale à l'horizontale, le fan assure la stabilité de l'axe longitudinal de l'aéronef, alors que le centre de poussée des nacelles et le centre de gravité ne sont plus alignés.
La complexité du système de contrôle est réduite au minimum et sa fiabilité par conséquent améliorée. En effet, deux nacelles équipées chacune d'un volet de contrôle est la configuration à minima pour des aéronefs convertibles à rotor caréné, étant évident qu'une seule nacelle basculante ne peut être envisagée pour propulser et contrôler cette catégorie d'aéronef.
En outre, les volets placés en sortie de nacelle permettent de tirer partie d'un flux d'air généreux et disponible quelque soit les phases de vol. Le contrôle de l'aéronef peut donc être assuré de façon constante quelque soit sa vitesse d'avancement.
D'autre part, la présence de l'aile permet à la fois de loger les systèmes d'actionnement de la rotation des nacelles, la transmission de la puissance, et le carburant ou toute autre source d'énergie, sans obstruer l'espace cabine.
Au final, cette configuration générale, proche d'un avion classique, permet de réaliser des décollages et atterrissages verticaux mais également horizontaux à partir d'une piste, et assure une grande stabilité aérodynamique en vol horizontal.
Cette configuration se rapproche à de nombreux égards de solutions techniques classiques, à la fois financièrement maîtrisées et déjà certifiées par les autorités aéronautiques. L'invention offre ainsi la possibilité de produire en série un aéronef convertible qui répond aux exigences de fiabilité, de coût de revient, et de règles de certification. De manière facultative, l'invention comprend en outre au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes :
L'aéronef est pourvu d'un moteur thermique positionné dans le fuselage, de préférence en arrière des ailes, et entraînant par une transmission mécanique les rotors situés dans les nacelles.
Chaque nacelle comprend une boîte de renvoi de la puissance ainsi que les moyens de faire varier le pas du rotor, leur conférant ainsi la possibilité, à puissance absorbée égale, de faire varier la poussée qu'ils exercent. Optionnellement, l'aéronef est pourvu d'un générateur électrique accouplé au moteur thermique et d'un système de stockage de l'électricité, d'un système de transformation électrique et des moyens de transport de cette électricité vers des moteurs électriques intégrés dans chaque nacelle.
L'aéronef est caractérisé par le fait que les gaz d'échappement du moteur thermique sont éjectés sur le dessus du fuselage par une ouverture permettant de diffuser le bruit de l'échappement vers le haut, et ainsi de réduire significativement la signature sonore dudit aéronef pour un observateur au sol.
L'aéronef est équipé de deux entrées d'air situées sur le dessus du fuselage en avant des ailes, permettant d'alimenter en air le moteur thermique et d'assurer le refroidissement des systèmes embarqués.
Les ailes sont fixes et implantées au niveau supérieur du fuselage. De préférence, elles sont liées sur le dessus du fuselage. L'implantation haute des ailes permet d'augmenter la dimension des nacelles et par conséquent la poussée totale du système de propulsion à puissance constante. Elle permet également de faciliter l'accès à l'habitacle et de dégager la visibilité du pilote et des passagers.
Les ailes s'étendent dans une direction sensiblement perpendiculaire au fuselage de l'aéronef. Alternativement, elles peuvent présenter une flèche vers l'arrière.
L'aéronef comprend un empennage conventionnel. En particulier, il comprend un plan horizontal appelé stabilisateur, et un plan vertical appelé dérive. Avantageusement, le stabilisateur est équipé de gouvernes de profondeur, et la dérive est équipée d'une gouverne de direction.
De préférence, l'aéronef est muni d'un empennage comprenant un stabilisateur et deux dérives déportées à chaque extrémité du stabilisateur. Le stabilisateur est équipé de gouvernes de profondeur, et les dérives sont équipées de gouvernes de direction. Cette disposition permet l'insertion du fan horizontal en extrémité de fuselage, et par conséquent une meilleure efficience aérodynamique lors de son fonctionnement. De cette manière, l'empennage horizontal est soufflé par les nacelles pendant la phase de transition, le rendant fonctionnel lorsque le vent relatif ne le permet pas encore. En outre, le fan est disposé dans le flux d'air turbulent à l'extrémité arrière du fuselage, ce qui le rend moins pénalisant quant au bilan de traînée aérodynamique de l'aéronef.
Optionnellement, l'aéronef est muni d'un empennage en V dit « en papillon », où le stabilisateur et la dérive sont remplacés par deux surfaces formant un V, équipé de surfaces mobiles faisant office à la fois de gouverne de profondeur et de gouverne de direction. Cette disposition permet de la même manière que la disposition précédente d'insérer avantageusement le fan horizontal dans le fuselage.
En outre l'aéronef peut comprendre des ailerons et/ou des volets montés sur les ailes. Toutes ces surfaces aérodynamiques précédemment mentionnées sont appelées « moyens de contrôle conventionnels ».
Les nacelles possèdent un ou plusieurs volets, qui peuvent être mouvementés de manière symétrique ou non symétrique.
Les nacelles et leur volet sont disposés en bout d'aile, ce qui permet de profiter d'un bras de levier maximal pour le contrôle et la compensation de l'aéronef, limitant de ce fait leur dimension et la puissance absorbée par les organes de contrôle.
Les premier et deuxième volets sont montés en rotation. Ils sont montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles aux axes de basculement de la première et de la deuxième nacelle respectivement.
Les volets s'étendent sensiblement sur la totalité de la section intérieure de la nacelle afin d'en augmenter l'efficacité.
Le fan horizontal est intégré à l'extrémité avant ou arrière du fuselage et peut être commandé indépendamment des deux volets afin de faire varier sa poussée, par la variation de son pas ou de sa vitesse de rotation.
De préférence, le fan horizontal est mis en rotation par un ou plusieurs moteurs électriques.
L'aéronef est équipé de moyens de commande et de leur transmission, couplés aux volets, aux surfaces mobiles de l'empennage arrière, aux rotors en bout d'aile, et au fan horizontal. Dans un second mode de configuration, l'aéronef est configuré de telle façon que le fan horizontal est situé à l'extrémité avant du fuselage, dans le nez, et que l'empennage soit en T. Ledit empennage est constitué d'une seule dérive et d'un seul stabilisateur monté au sommet de la dérive, chacun équipés respectivement d'une gouverne de direction et de gouvernes de profondeur. Ce type d'empennage a pour avantage de ne pas se situer dans le flux d'air généré par les nacelles, et donc de n'être soumis qu'au flux d'air lié au déplacement horizontal de l'aéronef. Ledit empennage génère alors une source de contrôle indépendante de celle des nacelles, s'y ajoutant pour conforter le contrôle de l'aéronef.
L'aéronef comprend également deux ailes « canard », situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage, afin d'équilibrer les forces aérodynamiques qui s'exercent sur lui en vol horizontal.
Avantageusement, ce type de configuration à trois plans (plan canard, ailes et stabilisateur) permet d'implanter les ailes, et donc les nacelles, plus en arrière de la cabine, libérant ainsi la visibilité latérale des passagers et les possibilités d'opérations en vol stationnaire pour tout type de mission, notamment de sécurité civile.
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 et sur lesquels :
La figure 1 est une vue en perspective d'un aéronef dont les nacelles sont orientées en mode avion, selon un premier exemple de réalisation de l'invention.
La figure 2 est une vue en perspective de l'aéronef dont les nacelles sont orientées en mode hélicoptère, selon un premier exemple de réalisation de l'invention.
La figure 3 est une vue de dessus de l'aéronef illustré en figure 1 .
La figure 4 est une vue de côté de l'aéronef illustré en figure 1. La figure 5 est une vue en perspective d'un aéronef muni d'un empennage en T et de deux ailes canard, selon un deuxième exemple de réalisation de l'invention.
La figure 6 est une vue en perspective d'une nacelle, selon un exemple de réalisation de l'invention.
Les mêmes éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence.
En référence aux figures 1 à 4, l'aéronef selon un premier exemple de réalisation est illustré. Cet aéronef comprend un fuselage F et deux ailes A1 et A2, disposées au-dessus du fuselage F. Le fuselage F s'étend principalement selon une direction longitudinale délimitée par son nez et sa queue. L'aéronef comprend en outre une paire de nacelles N1 et N2 disposées également de part et d'autre du fuselage F, ainsi qu'un fan horizontal fixe 1 . L'aéronef est muni d'un empennage, constitué d'un stabilisateur S1 et de deux dérives D1 et D2, équipés respectivement d'une gouverne de profondeur P1 et de deux gouvernes de direction G1 et G2. L'aéronef est caractérisé par le fait que deux entrées d'air E1 et E2, ainsi que l'échappement H des gaz du moteur thermique M sont situés sur le dessus du fuselage F.
En référence à la figure 5, l'aéronef selon un deuxième exemple de réalisation est illustré. Cet aéronef comprend un fuselage F et deux ailes A1 et A2, disposées au-dessus du fuselage F. Le fuselage F s'étend principalement selon une direction longitudinale délimitée par son nez et sa queue. L'aéronef comprend en outre une paire de nacelles N1 et N2 disposées également de part et d'autre du fuselage F, ainsi qu'un fan horizontal fixe 1 . L'aéronef comprend un empennage en T, constitué d'une dérive D3 et d'un stabilisateur S2 monté au sommet de la dérive, équipés chacun respectivement d'une gouverne de direction G3 et de gouvernes de profondeur P2 et P3 ; l'aéronef comprend également deux ailes « canard >> W1 et W2 situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage, entre le fan horizontal 1 et la cabine.
En référence aux figures 1 , 2, 3, 4, et 5, chaque nacelle N1 et N2 constitue un organe de propulsion de l'aéronef. Elles comprennent chacune un carénage interne C1 et C2, ainsi qu'au moins un rotor R1 et R2, muni de pales et configuré pour tourner à l'intérieur de chaque carénage interne C1 et C2.
Les nacelles N1 et N2 sont montées basculantes par rapport au fuselage F, et sont mises en rotation à l'extrémité des ailes A1 et A2 selon un axe strictement orthogonal à l'axe longitudinal du fuselage F.
Préférentiellement, les ailes A1 et A2 sont fixes, s'étendent dans une direction sensiblement transversale au fuselage F, comme illustré sur les figures 1 à 5, et présentent une implantation haute.
De manière avantageuse, les nacelles N1 et N2 sont situées à l'extrémité des ailes A1 et A2. Cela permet de positionner l'axe de rotation des rotors R1 et R2 le plus haut possible. La position haute des ailes A1 et A2 par rapport au fuselage, conjuguée au positionnement des nacelles N1 et N2 en bout d'aile, permet d'augmenter au maximum la dimension desdites nacelles, afin d'obtenir une plus grande poussée. L'aéronef selon l'invention offre alors une accessibilité améliorée aux ouvertures d'accès 2 et 3 de l'habitacle, par rapport à une configuration à aile basse. En outre, la visibilité du pilote et des passagers est grandement améliorée.
Du point de vue du contrôle, ce positionnement des nacelles offre un plus grand bras de levier par rapport au centre de gravité et réduit considérablement les interactions du flux d'air avec le fuselage.
Comme illustré en figure 1 , L'aéronef est également configuré de sorte que dans une première position des nacelles, les rotors R1 et R2 tournent autour d'une direction sensiblement horizontale. L'aéronef évolue alors sensiblement à l'horizontal et peut atteindre sa vitesse maximale.
Comme illustré en figure 2, l'aéronef est configuré de sorte que, dans une deuxième position des nacelles N1 et N2, les rotors R1 et R2 tournent autour d'une direction sensiblement verticale. L'aéronef peut alors effectuer des décollages ou des atterrissages verticaux, des vols stationnaires ou se déplacer horizontalement à vitesse lente pour réaliser des vols d'approche.
De préférence, les nacelles N1 et N2 sont orientables sur un secteur angulaire d'environ 95° entre le mode hélicoptère et le mode avion. Elles peuvent être maintenues dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol.
La figure 6 illustre la configuration de la nacelle N1 , identique à la nacelle N2. La nacelle N1 comprend un carter 4 qui contient l'engrenage de renvoi de la puissance moteur au rotor R1 , ou les moteurs électriques dans le cas d'une génération hybride de la propulsion. La nacelle N1 présente un disque rotor défini par des parois internes du carénage C1 . Le carter 4 est solidaire du carénage C1 par le moyen d'une traverse T1 dont les deux extrémités sont fixées au carénage C1 . Avantageusement, la nacelle N1 comprend une autre traverse T2 formant une croix à l'intérieur du carénage C1 de sorte à rigidifier la nacelle N1 et à soutenir le rotor R1 . L'arbre de transmission de la puissance est logé dans la traverse T1 .
La nacelle N1 n'admet qu'un mouvement unique de basculement par rapport à l'aile A1 , l'axe de ce basculement étant fixe et orthogonal par rapport au fuselage F. Cela permet de simplifier grandement la cinématique de la nacelle, et donc d'accroître la fiabilité de l'aéronef et de limiter le poids de son système de propulsion. En référence aux figures 1 , 2, 3, 4, et 5, l'aéronef comprend au moins deux volets V1 et V2 associés respectivement aux nacelles N1 et N2, et disposés en sortie du flux traversant respectivement les rotors R1 et R2. Chaque volet V1 et V2 désignent une surface aérodynamique mobile autour d'un seul axe, servant à modifier l'écoulement de l'air en sortie de nacelle.
Les volets V1 et V2 sont montés pivotant par rapport aux nacelles N1 et
N2. De préférence, les volets V1 et V2 sont montés pivotant autour d'un axe orthogonal au fuselage F. L'axe de pivotement du volet V1 est donc sensiblement parallèle à l'axe de basculement des nacelles N1 et N2.
De manière caractéristique, les volets V1 et V2, situés de part et d'autre du fuselage F et appartenant respectivement à la paire de nacelles N1 et N2, sont configurés de sorte à pouvoir être mouvementés de manière dissymétrique. On précise que dans le cadre de la présente invention dissymétrie signifie non symétrique et n'impose pas ou n'exclue pas une amplitude identique de mouvement. Ainsi l'un seulement des volets V1 et V2 peut être mouvementé et l'autre pas, ou les deux volets V1 et V2 peuvent être mouvementés avec des amplitudes identiques dans des sens identiques ou opposés, ou encore les deux volets V1 et V2 peuvent être mouvementés avec des amplitudes différentes dans des sens identiques ou opposés.
Le pivotement de chaque volet V1 et V2 modifie le comportement de l'aéronef. Les volets V1 et V2 sont configurés pour amener l'aéronef d'un état d'équilibre à un autre, et contribuer ainsi au contrôle et/ou à la compensation aérodynamique de l'aéronef.
Comme illustré par la figure 4, l'aéronef est pourvu d'un moteur thermique M positionné à l'intérieur du fuselage F, de préférence proche des ailes A1 et A2, et entraînant les rotors R1 et R2.
Optionnellement, l'aéronef est pourvu d'un générateur électrique B accouplé au moteur thermique M, permettant de générer de l'électricité afin d'alimenter des moteurs électriques intégrés dans les carters (J1 , J2) des nacelles (N1 , N2).
Comme illustré par les figures 1 , 2, 3, et 4, l'aéronef possède un train d'atterrissage composé d'un atterrisseur de nez 10 et d'un train central 11 composé de deux atterrisseurs ; spécifiquement, l'aéronef peut posséder un train d'atterrissage fixe composé de deux patins métalliques. De manière facultative, la stratégie de contrôle de l'aéronef selon l'une quelconque des caractéristiques précédentes comprend au moins l'une quelconque des caractéristiques suivantes :
La position des nacelles (N1 , N2) demeure toujours symétrique de part et d'autre du fuselage (F). Ainsi, les contrôles en roulis, en tangage et en lacet s'effectuent en commandant de manière différentielle ou symétrique la position des volets (V1 , V2), des moyens de contrôle conventionnels (P1 , P2, D1 , D2, D3) de l'empennage, ainsi qu'en modifiant la poussée exercée par le fan horizontal (1 ). L'inertie de ces moyens de contrôle étant quasi nulle par rapport à ce que serait l'inertie d'une nacelle en rotation, la finesse du contrôle s'en trouve grandement améliorée.
Selon les phases de vol, le lacet et le roulis sont produits par une dissymétrie de la poussée générée par chaque nacelle (N1 , N2). A cet effet, on peut soit induire une dissymétrie dans la vitesse de rotation des rotors (R1 , R2) situés de part et d'autre du fuselage (F), soit on peut induire une dissymétrie du pas des rotors (R1 , R2) situés de part et d'autre du fuselage (F). De manière spécifique, une variation du pas des rotors (R1 , R2) associée à une vitesse constante de rotation des rotors (R1 , R2) a pour avantage d'améliorer la réactivité du contrôle de l'aéronef.
Pour provoquer un mouvement en mobilisant le moins d'énergie possible, les deux volets (V1 , V2) sont mouvementés dans des sens opposés ou dans le même sens avec des amplitudes sensiblement égales.
Le pivotement des volets (V1 , V2), le pas ou la puissance délivrée aux rotors (R1 , R2), le fan horizontal (1 ), et les moyens de contrôle conventionnels (P1 , P2, D1 , D2, D3), sont couplés par des moyens mécaniques, et/ou électriques, et/ou électroniques, permettant ainsi d'assurer une grande qualité de contrôle et de compensation de l'aéronef dans toutes les phases de vol.
En particulier, ce couplage de tous les moyens de contrôle permet de concilier le contrôle de l'aéronef à très basse vitesse et à vitesse élevée. A très basse vitesse les moyens de contrôle conventionnels (P1 , P2, D1 , D2, D3) sont inefficaces car aucun air ne s'écoule sur leur surface. Mais dès que l'aéronef se translate à une vitesse suffisante, ils s'additionnent à l'action des volets (V1 , V2), des rotors (R1 , R2) et du fan horizontal (1 ) pour le contrôler.
De manière spécifique, le contrôle des trois axes de l'aéronef peut être assuré de la manière suivante :
Dans la présente demande, on considère qu'un volet (V1 , V2) est pivoté vers l'arrière (le haut) lorsque que la position de son bord de fuite après pivotement est décalée vers l'empennage (le haut) par rapport à sa position avant pivotement. Inversement, un volet (V1 , V2) est pivoté vers l'avant (le bas) lorsque que la position de son bord de fuite après pivotement est décalée vers le nez (bas) de l'aéronef par rapport à sa position avant pivotement.
Contrôle en lacet
L'activation dissymétrique des volets (V1 , V2), la dissymétrie de la poussée générée par les rotors (R1 , R2) et la gouverne de direction (D1 , D2, D3) de l'empennage, permettent de contrôler l'aéronef en lacet.
En mode hélicoptère, comme illustré par la figure 2, lorsque le volet de la nacelle N1 est pivoté vers l'arrière, tandis que le volet de la nacelle N2 est pivoté vers l'avant, le nez de l'aéronef s'oriente du côté de la nacelle N2.
En mode avion, comme illustré par la figure 1 , les nacelles passent d'une orientation verticale à une orientation horizontale. Ainsi, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de lacet vers le côté de la nacelle N2.
De manière particulièrement avantageuse, la déflexion des volets (V1 , V2) ainsi que la dissymétrie de la poussée exercée par les rotors (R1 , R2) sont couplés avec la gouverne de direction (D1 , D2, D3) située sur l'empennage pour contrôler l'aéronef en lacet lors de toutes les phases de vol.
Contrôle en roulis
L'activation dissymétrique des volets (V1 , V2) et la dissymétrie de la poussée générée par les rotors (R1 , R2) permettent de contrôler l'aéronef en roulis. En mode hélicoptère, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de roulis vers le côté de la nacelle N2, et réciproquement.
En mode avion, lorsque le volet V1 est pivoté vers le haut et que le volet V2 est pivoté vers le bas, l'aéronef effectue un mouvement de roulis du côté de la nacelle N2, tout comme un avion classique.
Contrôle en tangage
L'activation symétrique des volets (V1 , V2), la dissymétrie de la poussée générée par les rotors (R1 , R2), le fan horizontal (1 ) et la gouverne de profondeur (P1 , P2) de l'empennage permettent de contrôler l'aéronef en tangage.
Pour, cela les volets (V1 , V2) restent toujours dans des positions symétriques de part et d'autre du fuselage F.
En mode hélicoptère, une poussée plus grande du fan horizontal 1 et/ou un pivotement des deux volets (V1 , V2) vers l'arrière permet de générer un couple piqueur. A l'inverse, quand les volets (V1 , V2) sont mouvementés vers l'avant, ou que la poussée du fan horizontal 1 diminue, l'aéronef cabre.
En mode avion, un pivotement des volets (V1 , V2) vers le haut génère un couple cabreur, tandis qu'un mouvement des volets (V1 , V2) vers le bas génère un couple piqueur.
De manière particulièrement avantageuse, la déflexion des volets (V1 , V2) est couplée avec la profondeur (P1 , P2) située sur l'empennage pour contrôler l'aéronef en tangage.
De manière optionnelle, le fan horizontal peut être couplé au pilote automatique ou à tout autre système électronique afin de maintenir l'assiette de l'aéronef strictement nul en vol stationnaire, et pendant la phase de transition du mode hélicoptère vers le mode avion. Cela permet un plus grand confort de pilotage et une meilleure stabilité. Contrôle durant la phase de transition Pour la compréhension des descriptions suivantes, « l'angle de rotation >> des rotors (R1 , R2) est celui qui est décrit entre l'axe de rotation des rotors (R1 , R2) en mode hélicoptère et l'axe horizontal du fuselage F.
De manière générale, l'effet généré par un pivotement des volets (V1 , V2) dépend de l'orientation des nacelles (N1 , N2). Lorsque leur angle de rotation est inférieur à 45°, le mouvement des volets (V1 , V2) induit majoritairement un mouvement de lacet accompagné d'un mouvement de roulis. Lorsque l'angle de rotation des nacelles (N1 , N2) est supérieur à 45°, il induit majoritairement un mouvement de roulis accompagné d'un mouvement de lacet. Lorsque l'angle de rotation est égal à 45°, il induit autant de roulis que de lacet.
De manière générale, l'effet généré par une dissymétrie de la poussée des rotors (R1 , R2) dépend de l'orientation des nacelles (N1 , N2). Lorsque l'angle de rotation est supérieur à 45°, la dissymétrie de la poussée induit majoritairement un mouvement de lacet accompagné d'un mouvement de roulis. Lorsque l'angle de rotation est inférieur à 45°, elle induit majoritairement un mouvement de roulis accompagné d'un mouvement de lacet. Lorsque l'angle de rotation est égal à 45°, elle induit autant de roulis que de lacet.
Seul le couplage de l'ensemble des moyens de contrôle de l'aéronef peut permettre de compenser ou d'annuler les effets indésirables.
Contrôle en lacet, en roulis et en tangage par basculement des nacelles (N1 , N2)
Dans un mode alternatif, qui serait un mode secours, les nacelles (N1 , N2) peuvent être mouvementées de façon indépendante l'une de l'autre. Le pilote peut sélectionner une mise en indépendance des nacelles (N1 , N2). Leur mouvement symétrique ou dissymétrique, dans une enveloppe d'actionnement d'environ 95 degrés par rapport à l'axe longitudinal du fuselage (F), peut permettre de contrôler l'aéronef selon le même principe que les volets (V1 , V2). Compensation
Tout mouvement des volets (V1 , V2), des nacelles (N1 , N2), toute modification dissymétrique de la poussée des rotors (R1 , R2), ou toute modification de la poussée du fan horizontal 1 , tels que décrit ci-dessus, peuvent être utilisés à des fins de compensation aérodynamique, afin de maintenir l'aéronef en équilibre stable à tout moment du vol. Effets induits par les nacelles (N1 , N2)
Dans la présente configuration, le basculement des nacelles (N1 , N2) génère deux effets indésirables, dits induits, qu'il est nécessaire de compenser. Le premier est la précession gyroscopique des nacelles (N1 , N2) lors de leur basculement, qui induit un moment piqueur lorsqu'elles sont basculées de l'arrière vers l'avant, et un moment cabreur lorsqu'elles sont basculées de l'avant vers l'arrière. Le second est la variation de portance des nacelles (N1 , N2) en fonction de leur angle de basculement. Selon la vitesse d'avancement de l'aéronef, le flux d'air impacte les nacelles (N1 , N2) et génère une portance qui est variable de leur angle d'attaque et de la poussée produite.
Pour compenser ces deux effets induits, l'aéronef est configuré pour permettre une activation différentielle des volets (V1 , V2), de la poussée des rotors (R1 , R2), et du fan horizontal 1 . L'aéronef peut bénéficier d'une assistance électronique afin d'en optimiser le contrôle.
L'invention offre ainsi un aéronef à la fois sensiblement aussi rapide et efficient qu'un avion en croisière et aussi contrôlable qu'un hélicoptère en vol stationnaire. En outre, grâce à ses ailes hautes et ses nacelles carénées, il est capable d'atterrir et de décoller en mode hélicoptère, tout comme en mode avion.
L'aéronef possède également la faculté de maintenir une vitesse constante en descente avec une assiette fortement inclinée vers l'avant, comme un avion. Un hélicoptère prendrait lui de la vitesse et serait forcé de modifier rapidement sa trajectoire. Cette capacité permet de conserver de la visibilité, de la vitesse et de la précision jusqu'au point d'atterrissage.
Comparées au rotor d'un hélicoptère, les nacelles offrent le même rapport puissance/poussée en vol stationnaire, et donc les mêmes capacités lors de cette phase de vol. Contrairement à un hélicoptère, la configuration aérodynamique de l'aéronef assure sa sustentation par les surfaces aérodynamiques, et permet ainsi d'atteindre des vitesses comparables à plus faible puissance, entraînant de fait une meilleure économie d'utilisation. De plus, l'orientation de l'axe des rotors vers l'avant en vol horizontal permet d'atteindre des vitesses beaucoup plus grandes que celles d'un hélicoptère.
De par sa configuration à trois points de poussée en vol stationnaire, l'aéronef est particulièrement stable. Il offre par ailleurs de nombreux moyens de contrôle et de compensation quelles que soient les phases de vol, tout en présentant une grande simplicité de construction et donc une meilleure fiabilité en comparaison des hélicoptères.
En outre, ses émissions sonores sont très limitées, du fait de son échappement situé sur le haut du fuselage, et de ses hélices carénées émettant des sons haute fréquence rapidement dissipés dans l'air et peu perturbants pour l'oreille humaine.
L'aéronef selon l'invention représente ainsi une solution particulièrement avantageuse pour toutes les applications de sécurité civile, de secours, de transports publics ou privés, et de manière générale pour toutes missions impliquant habituellement des hélicoptères et des avions.
A titre d'exemple non limitatif, un aéronef selon l'invention présente une envergure de 9 mètres, une longueur de 8,50 mètres, un poids à vide de 1 ,1 tonne et une puissance motrice de 350 chevaux ; il offre une charge d'emport d'environ 450 kilogrammes. Typiquement, il est configuré pour accueillir 1 pilote et 3 passagers, ou 1 pilote et 1 mètre cube de fret. Il permet de couvrir une distance d'environ 800 miles nautiques, à environ 160 nœuds.
Bien évidemment, la présente invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits, mais s'étend à tout mode de réalisation conforme à son esprit. 

Claims

REVENDICATIONS
1 . Aéronef convertible comprenant un fuselage (F), et une paire d'ailes (A1 , A2) de part et d'autre du fuselage (F), et une première et une deuxième nacelles (N1 , N2) disposées respectivement à l'extrémité de chaque aile (A1 , A2), comprenant chacune un rotor (R1 , R2) caréné, et montées basculantes par rapport au fuselage (F), les nacelles (N1 , N2) comprenant au moins un premier et un deuxième volets mobiles (V1 , V2) disposés respectivement à la sortie du rotor (R1 ) caréné de la première nacelle (N1 ) et à la sortie du rotor (R2) caréné de la deuxième nacelle (N2), les premier et deuxième volets (V1 , V2) étant montés en rotation autour d'axes sensiblement parallèles aux axes de basculement de la première et respectivement de la deuxième nacelle (N1 , N2), l'aéronef comprenant en outre un empennage comprenant au moins un stabilisateur (S1 ), caractérisé en ce que lesdites ailes (A1 , A2) sont en position haute et fixe, qu'il comprend au moins un rotor caréné (1 ) fixe, dont le pas est variable, installé en position horizontale dans le fuselage (F), que chaque nacelle comporte un carter (4, 5) solidaire du carénage par le moyen d'une traverse (T1 ), dont les deux extrémités sont fixées au carénage, et une autre traverse (T2) formant une croix avec la traverse (T1 ) à l'intérieur du carénage, chaque carter accueillant les moyens de faire varier le pas de chaque rotor (R1 , R2), chaque volet (V1 , V2) s'étendant sur sensiblement la totalité de la section intérieure de la nacelle (N1 , N2) où il est installé, l'aéronef étant configuré pour permettre une activation différentielle des volets (V1 , V2), de la poussée des rotors (R1 , R2) et du rotor caréné (1 ) horizontal.
2. Aéronef convertible selon la revendication 1 , comprenant un empennage muni d'un stabilisateur (S1 ) et de deux dérives (D1 , D2), équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur (P1 ) et de deux gouvernes de direction (G1 , G2).
3. Aéronef convertible selon la revendication 1 , comprenant un empennage muni d'au moins un stabilisateur (S2) et d'au moins une dérive (D3), équipés respectivement d'au moins une gouverne de profondeur (P2) et d'au moins une gouverne de direction (G3).
4. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant deux ailes « canard >> (W1 , W2) situées à l'avant et de part et d'autre du fuselage.
5. Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le pivotement des volets (V1 , V2), le pas ou la puissance délivrée aux rotors (R1 , R2), le rotor caréné (1 ) horizontal et les moyens de contrôle conventionnels (P1 , P2, G1 , G2, G3) sont couplés par des moyens mécaniques et/ou électriques et/ou électroniques permettant ainsi d'assurer une grande qualité de contrôle et de compensation de l'aéronef dans toutes les phases de vol.
6. Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que les contrôles en roulis, en tangage et en lacet de l'aéronef s'effectuent en commandant de manière différentielle ou symétrique la position des volets (V1 , V2), des moyens de contrôle conventionnels (P1 , P2, G1 , G2, G3) de l'empennage, ainsi qu'en modifiant la poussée exercée par le rotor caréné (1 ) horizontal.
7. Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les nacelles (N1 , N2) sont orientables sur un secteur angulaire d'environ 95° entre un mode hélicoptère et un mode avion et maintenables dans toute position intermédiaire lors d'une quelconque phase de vol.
8. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins un moteur thermique (M) est positionné dans le fuselage (F) et entraîne, par transmission mécanique, les rotors (R1 , R2) situés dans les nacelles (N1 , N2).
9. Aéronef convertible selon la revendication 8, dans lequel au moins un générateur électrique (B) est accouplé au(x) moteur thermique (M) et à au moins un système de stockage de l'électricité, et possède les moyens d'alimenter en électricité des moteurs électriques intégrés dans les carters (4, 5).
10. Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que les gaz d'échappement du moteur thermique (M) sont éjectés sur le dessus du fuselage (F) par au moins une ouverture (H).
11 . Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'air alimente le moteur thermique par le dessus du fuselage (F) au moyen d'au moins une ouverture (E1 , E2).
12. Aéronef convertible selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque carter (4, 5) accueille une boîte mécanique de renvoi de la puissance.
13. Aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'aéronef est équipé de moyens de commande et de leur transmission, couplés aux volets, aux surfaces mobiles de l'empennage arrière, aux rotors en bout d'aile, et au rotor caréné horizontal, tout mouvement des volets (V1 , V2), des nacelles (N1 , N2), toute modification dissymétrique de la poussée des rotors (R1 , R2), ou toute modification de la poussée du rotor caréné horizontal (1 ) pouvant être utilisés à des fins de compensation aérodynamique, afin de maintenir l'aéronef en équilibre stable à tout moment du vol.
14. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel on mouvementé au moins l'un desdits volets (V1 , V2) de manière à ce qu'ils présentent des positions non symétriques de part et d'autre du fuselage (F).
15. Procédé de contrôle d'un aéronef selon la revendication 14, dans lequel on commande les rotors (R1 , R2) situés de part et d'autre du fuselage (F) de sorte à générer une poussée non symétrique de part et d'autre du fuselage (F).
16. Procédé de contrôle d'un aéronef selon la revendication 15, dans lequel la poussée non symétrique de part et d'autre du fuselage (F) est obtenue en créant une dissymétrie du pas des rotors (R1 , R2) situés de part et d'autre du fuselage (F)
17. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 14 à 16, dans lequel le basculement des nacelles (N1 , N2) demeure symétrique de part et d'autre du fuselage (F).
18. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 14 à 17, dans lequel, en mode hélicoptère, lorsque le volet de la nacelle N1 est pivoté vers l'arrière, tandis que le volet de la nacelle N2 est pivoté vers l'avant, le nez de l'aéronef s'oriente du côté de la nacelle N2, en mode avion, lorsque le volet V1 est pivoté vers le haut et que le volet V2 est pivoté vers le bas, l'aéronef effectue un mouvement de roulis du côté de la nacelle N2, tout comme un avion classique
19. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 14 à 18, dans lequel, en mode avion, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de lacet vers le côté de la nacelle N2 opposée, en mode hélicoptère, une poussée plus grande de la nacelle N1 provoque un mouvement de roulis vers le côté de la nacelle opposée N2, et réciproquement.
20. Procédé de contrôle d'un aéronef selon l'une quelconque des revendications 14 à 19, dans lequel, en mode hélicoptère, une poussée plus grande du rotor caréné horizontal (1 ) et/ou un pivotement des deux volets (V1 , V2) vers l'arrière permet de générer un couple piqueur. A l'inverse, quand les volets (V1 , V2) sont mouvementés vers l'avant, ou que la poussée du fan horizontal 1 diminue, l'aéronef cabre, en mode avion, un pivotement des volets (V1 , V2) vers le haut génère un couple cabreur, tandis qu'un mouvement des volets (V1 , V2) vers le bas génère un couple piqueur.
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