WO2017168089A1 - Dispositif propulsif a portance active avec hélices coplanaires. - Google Patents

Dispositif propulsif a portance active avec hélices coplanaires. Download PDF

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WO2017168089A1
WO2017168089A1 PCT/FR2017/050710 FR2017050710W WO2017168089A1 WO 2017168089 A1 WO2017168089 A1 WO 2017168089A1 FR 2017050710 W FR2017050710 W FR 2017050710W WO 2017168089 A1 WO2017168089 A1 WO 2017168089A1
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WO
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propellers
annular
annular flange
wing
propeller
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/050710
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English (en)
Inventor
Nicolas AUTRUSSON
Julien CASTEX
Philippe Lopez
Original Assignee
Airbus Safran Launchers Sas
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Filing date
Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to propellant devices of the active porta nce type.
  • Aerial devices adapted for the transport of persons and / or goods must be able to take off and land on distances or small surfaces such as roofs of buildings.
  • Document FR 1 412 382 describes a propulsion device of the type comprising channel or channel wings ("Custer Channel Wing”) which make it possible to obtain very short take-off distances.
  • the principle of this technology is to provide the wings with a concave profile defining a channel or a gutter in which is disposed a propeller motor, the propeller being designed to rotate in the vicinity of the trailing edge of the channel in which it is mounted . This creates a lift on each wing not by the speed of movement of the latter in the air but by the speed of the air around the wing induced by the propeller.
  • the propeller placed in the channel of the wing creates a flow and, consequently, a depression above the wing which, although immobile, undergoes lift allowing a takeoff over a short distance.
  • a technical solution can significantly reduce the take-off distances, it does not provide sufficiently compact devices to be able to evolve in urban environments where the circulation space is limited.
  • the present invention aims to provide a solution for propellant devices capable of taking off over short distances and which have a small footprint.
  • the invention also aims to provide such devices with a reduction of noise at the propulsion system.
  • an active lift propulsion device comprising an annular wing and a propulsion propulsion assembly present inside the annular wing, the propulsion assembly comprising a plurality of helices arranged next to one another inside the annular flange, the propellers being aligned in a reference plane perpendicular to a longitudinal axis of the annular wing, a portion propellers being driven in a first direction of rotation while the other part of the propellers being driven in a second direction of rotation opposite to the first direction of rotation, propulsion device in which the annular wing has in cross section an oval shape s' extending about the longitudinal axis, the annular wing having an upper portion extending downstream of the reference plane perpendicular to the longitudinal axis and a lower portion extending upstream of said reference plane and in which the propellers extend in the vicinity of the trailing edge of the annular wing at the bottom of the annular wing and in the vicinity of the leading edge of the wing annular
  • the propellers being keeled inside the annular flange, significantly reduces the noise generated by the propulsion system by canceling the vortex at the end of the propeller which are usually a source of significant noise on unveined propellers .
  • the architecture of the annular wing with an upper portion extending downstream and a lower portion extending upstream combined with an arrangement of the propellers in the vicinity of the trailing edge of the annular wing at the level of the lower part of the annular flange and in the vicinity of the leading edge of the annular flange at the upper part of said wing creates a vacuum on the upper surface of the lower part of the annular flange and an overpressure on the underside of the upper part. This increases the lift of the annular wing.
  • the propulsion unit comprises an even number of propellers, each propeller being mounted on an engine, half of the propellers being driven in the first direction of rotation while the other half of the propellers being driven in the second direction of rotation.
  • the propulsion device comprises a fuselage present in the center of the annular wing, the engines of the propellers being held by supporting arms extending between the inner wall of the annular wing and the fuselage.
  • the support arms can be advantageously used as passages for cables or power supply and / or control of the propeller engines.
  • the propulsion unit comprises an odd number N of propellers, each propeller being mounted on an engine, a number of helices corresponding to the largest integer less than N / 2 being driven in the first direction of rotation while a number of helices corresponding to the largest integer less than (N / 2) + 1 being driven in the second direction of rotation.
  • a fuselage is present in the center of the annular wing, a motor supporting a propeller of the plurality of propellers being mounted at the downstream end. of the fuselage, the other propeller engines being held on each side of the fuselage by support arms extending between the inner wall of the annular flange and the fuselage.
  • the support arms can be advantageously used as passages for cables or power supply and / or control of the propeller engines.
  • the lower and upper parts of the annular wing have a cambered profile while the lateral portions of the annular wing have a symmetrical straight profile.
  • the symmetrical profile side sections connect the lower and upper parts of the ring flange, minimizing drag.
  • FIGS. 1 and 2 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a vertical radial sectional view along the sectional plane III indicated in FIG. 2,
  • FIG. 4 is a horizontal radial sectional view along section plane IV indicated in FIG. 3,
  • FIG. 5 is a transverse section of the annular wing of the propulsion device of FIG. 3 along the section plane V indicated in FIG. 3,
  • FIGS. 6 and 7 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to another embodiment of the invention.
  • FIG. 8 is a vertical radial sectional view along the sectional plane VIII indicated in FIG. 7,
  • Figure 9 is a horizontal radial sectional view along the section plane IX shown in Figure 8.
  • FIGs 1, 2 and 5 schematically illustrate a propellant device or aircraft 200 of active lift type according to another embodiment of the invention.
  • the propulsion device 200 comprises an annular wing 210 having in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis Xc2io so as to define a conduit 201 ( Figure 10).
  • the annular flange 210 comprises upstream a leading edge 211 and downstream a trailing edge 212.
  • the propulsion device 200 also comprises a propulsion assembly 220 housed inside the annular flange 210.
  • the propulsion assembly 220 here comprises a first and a second rotary engine 221 and 222, the first motor 221 being connected to the propulsion unit 220.
  • inner wall of the annular wing by a first arm 2210 and a fuselage 202 of the propulsion device by a second arm 2211 each having an aerodynamic profile while the second motor 222 is connected to the inner wall of the annular wing by a first arm 2220 and the fuselage 202 of the propulsion device by a second arm 2221 each having an aerodynamic profile.
  • the propulsion assembly further comprises a first propeller 223 mounted on the first rotary engine 221 and a second propeller 224 mounted on the second rotary engine 222, the first and second propellers 223 and 224 being coplanar, that is to say aligned according to a reference plane PR2 (FIG. 3).
  • first and second propellers 223 and 224 being coplanar, that is to say aligned according to a reference plane PR2 (FIG. 3).
  • upstream and downstream mean the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propellant fluid through the two propellers indicated by the arrow F in Figures 1 and 2
  • the first and second propellers each comprise two blades.
  • the propellers 223 and 224 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that the first propeller 223 rotates in a first direction, for example clockwise, while the second propeller 224 rotates in a second opposite direction, for example the anticlockwise.
  • the use of two counter-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers.
  • the fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
  • the propellant device 200 comprises a tailplane V or butterfly 230 comprising two flaps 231 and 232 serving as both elevators and steering (steering pitch and yaw).
  • the empennage 230 is here fixed on the fuselage 202 of the propulsion device downstream of the annular wing 110.
  • the fuselage 202 of the propulsion device 200 further comprises a cockpit 240 placed upstream of the propulsion assembly 220, the cockpit 240 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
  • the annular flange 210 is formed of four parts: a substantially planar lower portion 2100, a substantially planar upper portion 2101 and two curved side portions 2102 and 2103 connecting the lower portion 2100 to the upper portion 2101.
  • the lower part 2100 and the upper part 2101 have a arched profile that is to say bearing, for example NACA type 2412 or Clark Y, while the side portions 2102 and 2103 have a symmetrical profile, that is to say non-bearing, for example NACA type 0012 If one traverses the annular wing in its circumferential direction, it thus has an evolutionary aerodynamic profile which alternates between arched profile, on the lower and upper parts of the wing, and symmetrical profile, on the lateral parts of the wing. the wing.
  • the symmetrical side portions 2102 and 2103 make it possible to connect the lower and upper portions 2100 and 2101 of the annular flange while minimizing the drag.
  • the lower portion 2100 and the upper portion 2101 of the annular flange 210 are offset along the longitudinal central axis Xc2io. More precisely and as shown in FIG. 3, the upper part 2101 of the flange 210 extends downstream from a reference plane PR2 perpendicular to the longitudinal central axis Xc210 while the lower part 2100 of the wing 210 extends upstream of the reference plane PR2.
  • the reference plane PR2 intersects the annular flange 210 both at the leading edge 211 in its upper part 2101 and at the trailing edge 212 in its lower part so that the leading edge 211 of the annular flange 210 at the upper portion 2101 is substantially plumb with the trailing edge 212 at the bottom 2100. This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 2100 of the wing annular 210 and an overpressure on the lower surface of the upper portion 2101, which increases the lift of the annular wing.
  • the propellers 223 and 224 extend substantially at the level of the reference plane PR2.
  • the drive of the propulsion device can be automatic and performed in a manner known per se by a programmable automatic system (not shown in the figures) or semi-automatic, that is to say with the possibility for the passenger to manually take orders where applicable.
  • the propellers used in the propulsion device according to the invention may comprise two blades as described above or more.
  • the motor (s) used in the propulsion assembly of the propulsion device according to the invention are preferably electric motors powered by batteries or fuel cells.
  • the batteries or fuel cells as well as any inert mass of the propulsion device are preferably arranged in a balanced manner on or in the side portions 2102 and 2103 of the annular flange 210 so as not to disturb the control of the device.
  • the propellant device 200 described above comprises two propellers.
  • the propulsion device may comprise an even number of larger propellers inside the annular wing. It may in particular comprise four or six or more propellers, each propeller being mounted on a motor, for example of the same type as the rotary engines 221 and 222 already described. In the case of an even number of propellers greater than or equal to 4, half of the propellers is driven in the first direction of rotation while the other half of the propellers being driven in the second direction of rotation.
  • the distribution of the direction of rotation between the helices can be defined so that it is inverted from one helix to the other in the horizontal direction of distribution of the helices. A different distribution of the rotational directions of the propellers can also be envisaged according to the needs.
  • FIGS. 6 to 9 schematically illustrate a propellant device or aircraft 300 of active lift type in accordance with another embodiment of the invention which differs from the propulsion device 200 described above in that it comprises a number of propellers odd, namely three helices in the example described here.
  • the propulsive device 300 comprises an annular flange 310 having in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis Xc3io so as to define a duct 301.
  • the annular flange 310 comprises upstream a leading edge 311 and downstream a trailing edge 312.
  • the propulsion device 300 also comprises a propulsion assembly 320 housed inside the annular flange 310.
  • the propulsion assembly 320 here comprises three rotary engines 321, 322 and 323.
  • the first motor 321 is connected to the inner wall the annular wing by a first arm 3210 and a fuselage 302 of the propulsion device by a second arm 3211 each having an aerodynamic profile.
  • the second motor 322 is mounted at the rear or downstream end 3020 of the fuselage 302.
  • the third motor 323 is connected to the inner wall of the wing annular by a first arm 3220 and the fuselage 302 of the propulsion device by a second arm 3221 each having an aerodynamic profile.
  • the propulsion assembly further comprises a first propeller 324 mounted on the first rotary motor 321, a second propeller 325 mounted on the second rotary motor 322 and a third propeller 326 mounted on the third rotary motor 323, the three propellers 324, 325 and 326 being coplanar, that is, aligned in a reference plane PR3 (FIG. 8).
  • "upstream” and “downstream” mean the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propulsive fluid through the two propellers indicated by the arrow F in FIGS. 6 and 7.
  • the first and second propellers each comprise two blades.
  • the three propellers 324 to 325 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that they do not all rotate in the same direction.
  • the first propeller 324 can rotate in a first direction, for example the clockwise direction
  • the second propeller 325 rotating in a second opposite direction, for example the counterclockwise direction
  • the third propeller 326 then rotating in the first direction like the first propeller 324.
  • the use of three contra-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers.
  • the fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
  • a stabilizer 330 is attached downstream of the annular wing 310 by two arms 331 and 332.
  • the empennage 330 consists of a wing 334 provided with flaps 333 serving both as elevators and steering (steering in pitch and yaw).
  • the fuselage 302 of the propulsion device 300 further comprises a cockpit 340 placed upstream of the propulsion assembly 320, the cockpit 340 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
  • the annular flange 310 is formed of four parts: a substantially flat bottom portion 3100, a substantially planar upper portion 3101 and two curved side portions 3102 and 3103 connecting the portion lower 3100 to the upper part 3101.
  • the lower part 3100 and the upper part 3101 have a curved profile that is to say carrying, for example NACA type 2412 or Clark Y, while that the lateral parts 3102 and 3103 have a symmetrical profile, that is to say non-bearing, for example of the NACA 0012 type.
  • annular flange If the annular flange is traversed in its circumferential direction, this latter thus has a profile evolutionary aerodynamics that alternates between arched profile, on the lower and upper parts of the wing, and symmetrical profile, on the lateral parts of the wing.
  • the symmetrical side portions 3102 and 3103 make it possible to connect the lower and upper portions 3100 and 3101 of the annular flange while minimizing the drag.
  • the lower part 3100 and the upper part 3101 of the annular flange 310 are offset along the longitudinal central axis Xc3io. More precisely, and as represented in FIG. 8, the upper part 3101 of the wing 310 extends downstream from a reference plane PR3 perpendicular to the longitudinal central axis Xc310 while the lower part 3100 of the wing 310 extends upstream of the reference plane PR3.
  • the reference plane PR3 intersects the annular wing 310 at both the leading edge 311 in its upper part 3101 and at the trailing edge 312 in its lower part so that the leading edge 311 of the annular flange 310 at the top 3101 is substantially plumb with the trailing edge 312 at the bottom 3100. This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 3100 of the wing annular 310 and an overpressure on the lower surface of the upper part 3101, which increases the lift of the annular wing.
  • the propellers 334, 325 and 326 extend substantially at the level of the reference plane PR3.
  • the drive of the propulsion device can be automatic and performed in a manner known per se by a programmable automatic system (not shown in the figures) or semi-automatic, that is to say with the possibility for the passenger to manually take orders where applicable.
  • the propellers used in the propulsion device according to the invention may comprise two blades as described above or more.
  • the motor (s) used in the propulsion assembly of the propulsion device according to the invention are preferably electric motors powered by batteries or fuel cells.
  • the batteries or fuel cells as well as any inert mass of the propulsion device are preferably arranged in a balanced manner on or in the side portions 3102 and 3103 of the annular flange 310 so as not to disturb the control of the device.
  • the propulsion device 300 described above comprises 3 propellers.
  • the propulsion device according to the invention may comprise an odd number N of propellers, each propeller being mounted on a motor, a number of helices corresponding to the largest integer less than N / 2 being driven in a first direction of rotation. while a number of helices corresponding to the largest integer less than (N / 2) + 1 being driven in a second direction of rotation, each helix being mounted on a motor, for example of the same type as the rotary motors 221 and 222 already described.
  • the distribution of the direction of rotation between the helices may be defined so that it is inverted from one helix to the other in the horizontal direction distribution of propellers.
  • a different distribution of the rotational directions of the propellers can also be envisaged according to the needs.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Un dispositif propulsif à portance active (200) comprenant une aile annulaire (210) et un ensemble de propulsion à hélices (220) présent à l'intérieur de l'aile annulaire (210), l'ensemble de propulsion (220) comprenant une pluralité d'hélices (223, 224), les hélices étant alignées suivant un plan de référence perpendiculaire à un axe longitudinal (XC210) de l'aile annulaire. Une partie des hélices est entraînée dans un premier sens de rotation tandis que l'autre partie des hélices est entraînée dans un deuxième sens de rotation opposé au premier sens de rotation. L'aile annulaire (210) présente en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour de l'axe longitudinal (XC210). L'aile annulaire comporte une partie supérieure (2101) s'étendant en aval du plan de référence perpendiculaire à l'axe longitudinal et une partie inférieure (2100) s'étendant en amont dudit plan de référence. Les deux hélices (223, 224) s'étendent au voisinage du bord de fuite (212) de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure (2100) de l'aile annulaire (210) et au voisinage du bord d'attaque (211) de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure (2101) de ladite aile annulaire.

Description

Dispositif propulsif à porta nce active avec hélices coplanaires
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte aux dispositifs propulsifs de type à porta nce active.
Dans un contexte de mobilité accrue, alors que les infrastructures routières sont de plus en plus encombrées dans les grandes agglomérations, la mobilité aérienne intra-urbaine représente une solution intéressante.
Les dispositifs aériens adaptés pour le transport de personnes et/ou de marchandises doivent pouvoir décoller et se poser sur des distances ou surfaces réduites telles que des toits d'immeuble.
Le document FR 1 412 382 décrit un dispositif propulsif du type comportant des ailes en canal ou gouttière (« Custer Channel Wing ») qui permettent d'obtenir des distances de décollage très courtes. Le principe de cette technologie est de doter les ailes d'un profil concave définissant un canal ou une gouttière dans lequel est disposé un moteur à hélice, l'hélice étant conçue pour tourner au voisinage du bord de fuite du canal dans lequel elle est montée. On crée ainsi une portance sur chaque aile non pas par la vitesse de déplacement de celle-ci dans l'air mais par la vitesse de l'air autour de l'aile induite par l'hélice. L'hélice placée dans le canal de l'aile crée un écoulement et, par conséquent, une dépression au-dessus de l'aile qui, bien qu'immobile, subit une portance permettant un décollage sur une courte distance. Cependant, si une telle solution technique permet de diminuer significativement les distances de décollage, elle ne permet pas d'obtenir des dispositifs suffisamment compacts pour pouvoir évoluer dans des environnements urbains où l'espace de circulation est limité.
Objet et description succincte de l'invention
La présente invention a pour but d'apporter une solution pour des dispositifs propulsifs capables de décoller sur de courtes distances et qui présentent un encombrement réduit. L'invention a également pour but de proposer de tels dispositifs avec une réduction du bruit au niveau du système de propulsion.
Conformément à la présente invention, ce but est atteint grâce à un dispositif propulsif à portance active comprenant une aile annulaire et un ensemble de propulsion à hélices présent à l'intérieur de l'aile annulaire, l'ensemble de propulsion comprenant une pluralité d'hélices disposées les unes à côté des autres à l'intérieur de l'aile annulaire, les hélices étant alignées suivant un plan de référence perpendiculaire à un axe longitudinal de l'aile annulaire, une partie des hélices étant entraînée dans un premier sens de rotation tandis que l'autre partie des hélices étant entraînée dans un deuxième sens de rotation opposé au premier sens de rotation, dispositif propulsif dans lequel l'aile annulaire présente en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour de l'axe longitudinal, l'aile annulaire comportant une partie supérieure s'étendant en aval du plan de référence perpendiculaire à l'axe longitudinal et une partie inférieure s'étendant en amont dudit plan de référence et dans lequel les hélices s'étendent au voisinage du bord de fuite de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure de l'aile annulaire et au voisinage du bord d'attaque de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure de ladite aile annulaire.
L'utilisation d'hélices contrarotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif propulsif. L'utilisation d'hélices contrarotatives permet en outre de redresser le flux d'air pour les surfaces de contrôle (gouvernes de pilotage) en aval dans l'hélice.
En outre, les hélices étant carénées à l'intérieur de l'aile annulaire, on réduit significativement le bruit généré par le système de propulsion par annulation des vortex en bout d'hélice qui sont habituellement une source de bruit importante sur des hélices non carénées.
Par ailleurs, l'architecture de l'aile annulaire avec une partie supérieure s'étendant en aval et une partie inférieure s'étendant en amont combinée avec une disposition des hélices au voisinage du bord de fuite de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure de l'aile annulaire et au voisinage du bord d'attaque de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure de ladite aile permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse de l'aile annulaire et une surpression sur l'intrados de la partie haute. On augmente ainsi la portance de l'aile annulaire.
Selon une première caractéristique du dispositif de propulsion de l'invention, l'ensemble de propulsion comprend un nombre pair d'hélices, chaque hélice étant montée sur un moteur, la moitié des hélices étant entraînée dans le premier sens de rotation tandis que l'autre moitié des hélices étant entraînée dans le deuxième sens de rotation.
Dans le cas d'un nombre pair d'hélices et selon un aspect de l'invention, le dispositif propulsif comprend un fuselage présent au centre de l'aile annulaire, les moteurs des hélices étant maintenus par des bras de support s'étendant entre la paroi interne de l'aile annulaire et le fuselage. En outre d'une intégration optimisée des moteurs des hélices à l'intérieur de l'aile annulaire, les bras de support peuvent être avantageusement utilisés comme passages pour des câbles ou faisceaux d'alimentation et/ou de commande des moteurs d'hélices.
Selon une deuxième caractéristique du dispositif propulsif de l'invention, l'ensemble de propulsion comprend un nombre N impair d'hélices, chaque hélice étant montée sur un moteur, un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à N/2 étant entraînée dans le premier sens de rotation tandis qu'un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à (N/2)+l étant entraînée dans le deuxième sens de rotation.
Dans le cas d'un nombre impair d'hélices et selon un aspect de l'invention, un fuselage est présent au centre de l'aile annulaire, un moteur supportant une hélice de la pluralité d'hélice étant monté à l'extrémité aval du fuselage, les autres moteurs d'hélices étant maintenus de chaque côté du fuselage par des bras de support s'étendant entre la paroi interne de l'aile annulaire et le fuselage. En outre d'une intégration optimisée des moteurs des hélices à l'intérieur de l'aile annulaire, les bras de support peuvent être avantageusement utilisés comme passages pour des câbles ou faisceaux d'alimentation et/ou de commande des moteurs d'hélices.
Selon une autre caractéristique, les parties inférieure et supérieure l'aile annulaire présentent un profil cambré portant tandis que des parties latérales de l'aile annulaire présentent un profil droit symétrique. Les parties latérales à profil symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure de l'aile annulaire en minimisant la traînée.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
les figures 1 et 2 sont des vues très schématiques en perspectives respectivement de devant et de derrière d'un dispositif propulsif conformément à un mode de réalisation de l'invention,
la figure 3 est une vue en coupe radiale verticale selon le plan de coupe III indiqué sur la figure 2,
la figure 4 est une vue en coupe radiale horizontale selon le plan de coupe IV indiqué sur la figure 3,
- la figure 5 est une coupe transversale de l'aile annulaire du dispositif propulsif de la figure 3 selon le plan de coupe V indiqué sur la figure 3,
les figures 6 et 7 sont des vues très schématiques en perspectives respectivement de devant et de derrière d'un dispositif propulsif conformément à un autre mode de réalisation de l'invention,
la figure 8 est une vue en coupe radiale verticale selon le plan de coupe VIII indiqué sur la figure 7,
la figure 9 est une vue en coupe radiale horizontale selon le plan de coupe IX indiqué sur la figure 8.
Description détaillée des modes de réalisation de l'invention
Les figures 1, 2 et 5 illustrent schématiquement un dispositif propulsif ou aéronef 200 de type à portance active conformément à un autre mode de réalisation de l'invention. Le dispositif propulsif 200 comprend une aile annulaire 210 présentant en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour d'un axe longitudinal Xc2io de manière à définir un conduit 201 (figure 10). L'aile annulaire 210 comporte en amont un bord d'attaque 211 et en aval un bord de fuite 212.
Le dispositif propulsif 200 comprend également un ensemble de propulsion 220 logé à l'intérieur de l'aile annulaire 210. L'ensemble de propulsion 220 comprend ici un premier et un deuxième moteurs rotatifs 221 et 222, le premier moteur 221 étant relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 2210 et à un fuselage 202 du dispositif propulsif par un deuxième bras 2211 présentant chacun un profil aérodynamique tandis que le deuxième moteur 222 est relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 2220 et au fuselage 202 du dispositif propulsif par un deuxième bras 2221 présentant chacun un profil aérodynamique.
L'ensemble de propulsion comprend en outre une première hélice 223 montée sur le premier moteur rotatif 221 et une deuxième hélice 224 montée sur le deuxième moteur rotatif 222, les première et deuxième hélices 223 et 224 étant coplanaires, c'est-à-dire alignées suivant un plan de référence PR2 (figure 3). Dans le contexte de la présente description, on entend par « amont » et « aval » les directions respectivement en amont et aval de l'écoulement d'un fluide propulsif à travers des deux hélices indiqué par la flèche F sur les figures 1 et 2. Dans l'exemple décrit ici, les première et deuxième hélices comprennent chacune deux pales.
Les hélices 223 et 224 sont des hélices contra rotatives ou à contra- rotation en ce que la première hélice 223 tourne dans un premier sens, par exemple le sens horaire, tandis que la deuxième hélice 224 tourne dans un deuxième sens opposé, par exemple le sens antihoraire.
L'utilisation de deux hélices contra rotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif propulsif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation sur le dispositif. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif propulsif tout en réduisant le bruit grâce au carénage des hélices. Le carénage des hélices améliore en outre la sécurité des personnes à proximité du dispositif propulsif.
Dans l'exemple décrit ici, le dispositif propulsif 200 comporte un empennage en V ou papillon 230 comprenant deux volets 231 et 232 servant à la fois de gouvernes de profondeur et de direction (pilotage en tangage et lacet). L'empennage 230 est ici fixé sur le fuselage 202 du dispositif propulsif en aval de l'aile annulaire 110.
Le fuselage 202 du dispositif propulsif 200 comprend encore un cockpit 240 placé en amont de l'ensemble de propulsion 220, le cockpit 240 étant destiné à embarquer au moins un passager et/ou des marchandises à transporter.
L'aile annulaire 210 est formée de quatre parties : une partie inférieure sensiblement plane 2100, une partie supérieure sensiblement plane 2101 et deux parties latérales courbées 2102 et 2103 reliant la partie inférieure 2100 à la partie supérieure 2101. Comme illustrées sur les figures 3 et 4, la partie inférieure 2100 et la partie supérieure 2101 présentent un profil cambré c'est-à-dire portant, par exemple de type NACA 2412 ou Clark Y, tandis que les parties latérales 2102 et 2103 présentent un profil symétrique, c'est-à-dire non portant, par exemple de type NACA 0012. Si l'on parcourt l'aile annulaire dans sa direction circonférentielle, celle-ci présente donc un profil aérodynamique évolutif qui alterne entre profil cambré, sur les parties basse et haute de l'aile, et profil symétrique, sur les parties latérales de l'aile.
Les parties latérales 2102 et 2103 à profil symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure 2100 et 2101 de l'aile annulaire en minimisant la traînée.
Par ailleurs, la partie inférieure 2100 et la partie supérieure 2101 de l'aile annulaire 210 sont décalées suivant l'axe central longitudinal Xc2io. Plus précisément et comme représentées sur la figure 3, la partie supérieure 2101 de l'aile 210 s'étend en aval d'un plan de référence PR2 perpendiculaire à l'axe central longitudinal Xc2io tandis que la partie inférieure 2100 de l'aile 210 s'étend en amont du plan de référence PR2. Le plan de référence PR2 coupe l'aile annulaire 210 à la fois au niveau du bord d'attaque 211 dans sa partie supérieure 2101 et au niveau du bord de fuite 212 dans sa partie inférieure de sorte que le bord d'attaque 211 de l'aile annulaire 210 au niveau de la partie supérieure 2101 est sensiblement à l'aplomb du bord de fuite 212 au niveau de la partie inférieure 2100. Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse 2100 de l'aile annulaire 210 et une surpression sur l'intrados de la partie haute 2101, ce qui augmente la portance de l'aile annulaire.
Les hélices 223 et 224 s'étendent sensiblement au niveau du plan de référence PR2.
Le pilotage du dispositif propulsif peut être automatique et réalisé de façon connue en soi par un système automatique programmable (non représenté sur les figures) ou semi-automatique, c'est-à-dire avec la possibilité pour le passager de prendre manuellement les commandes de pilotage le cas échéant.
Les hélices utilisées dans le dispositif propulsif selon l'invention peuvent comporter deux pales comme décrit ci-avant ou plus.
Le ou les moteurs utilisés dans l'ensemble de propulsion du dispositif propulsif selon l'invention sont de préférence des moteurs électriques alimentés par des batteries ou des piles à combustible. Les batteries ou les piles à combustible ainsi que toute masse inerte du dispositif de propulsion sont de préférence disposées de manière équilibrée sur ou dans les parties latérales 2102 et 2103 de l'aile annulaire 210 afin de ne pas perturber le pilotage du dispositif.
Le dispositif propulsif 200 décrit ci-avant comprend 2 hélices.
Toutefois, le dispositif propulsif selon l'invention peut comprendre un nombre pair d'hélices plus important à l'intérieur de l'aile annulaire. Il peut notamment comprendre quatre ou six hélices, ou plus, chaque hélice étant montée sur un moteur par exemple du même type que les moteurs rotatifs 221 et 222 déjà décrits. Dans le cas d'un nombre pair d'hélices supérieur ou égale à 4, la moitié des hélices est entraînée dans le premier sens de rotation tandis que l'autre moitié des hélices étant entraînée dans le deuxième sens de rotation. La répartition du sens de rotation entre les hélices peut être définie de manière à ce qu'il soit inversé d'une hélice à l'autre dans la direction horizontale de distribution des hélices. Une répartition différente des sens de rotation des hélices peut être également envisagée selon les besoins.
Les figures 6 à 9 illustrent schématiquement un dispositif propulsif ou aéronef 300 de type à portance active conformément à un autre mode de réalisation de l'invention qui diffère du dispositif propulsif 200 décrit ci-avant en ce qu'il comprend un nombre d'hélices impair, à savoir trois hélices dans l'exemple décrit ici.
Sur les figures 6 et 7, le dispositif propulsif 300 comprend une aile annulaire 310 présentant en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour d'un axe longitudinal Xc3io de manière à définir un conduit 301. L'aile annulaire 310 comporte en amont un bord d'attaque 311 et en aval un bord de fuite 312.
Le dispositif propulsif 300 comprend également un ensemble de propulsion 320 logé à l'intérieur de l'aile annulaire 310. L'ensemble de propulsion 320 comprend ici trois moteurs rotatifs 321, 322 et 323. Le premier moteur 321 est relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 3210 et à un fuselage 302 du dispositif propulsif par un deuxième bras 3211 présentant chacun un profil aérodynamique. Le deuxième moteur 322 est monté à l'extrémité arrière ou aval 3020 du fuselage 302. Le troisième moteur 323 est relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 3220 et au fuselage 302 du dispositif propulsif par un deuxième bras 3221 présentant chacun un profil aérodynamique.
L'ensemble de propulsion comprend en outre une première hélice 324 montée sur le premier moteur rotatif 321, une deuxième hélice 325 montée sur le deuxième moteur rotatif 322 et une troisième hélice 326 montée sur le troisième moteur rotatif 323, les trois hélices 324, 325 et 326 étant coplanaires, c'est-à-dire alignées suivant un plan de référence PR3 (figure 8). Dans le contexte de la présente description, on entend par « amont » et « aval » les directions respectivement en amont et aval de l'écoulement d'un fluide propulsif à travers des deux hélices indiqué par la flèche F sur les figures 6 et 7. Dans l'exemple décrit ici, les première et deuxième hélices comprennent chacune deux pales.
Les trois hélices 324 à 325 sont des hélices contra rotatives ou à contra-rotation en ce qu'elles ne tournent pas toutes dans le même sens. A titre d'exemple, la première hélice 324 peut tourner dans un premier sens, par exemple le sens horaire, la deuxième hélice 325 tournant dans un deuxième sens opposé, par exemple le sens antihoraire et la troisième hélice 326 tournant alors dans le premier sens comme la première hélice 324.
L'utilisation de trois hélices contrarotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif propulsif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation sur le dispositif. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif propulsif tout en réduisant le bruit grâce au carénage des hélices. Le carénage des hélices améliore en outre la sécurité des personnes à proximité du dispositif propulsif.
Dans l'exemple décrit ici, un empennage 330 est fixé en aval de l'aile annulaire 310 par deux bras 331 et 332. L'empennage 330 est constitué d'une aile 334 munie de volets 333 servant à la fois de gouvernes de profondeur et de direction (pilotage en tangage et lacet).
Le fuselage 302 du dispositif propulsif 300 comprend encore un cockpit 340 placé en amont de l'ensemble de propulsion 320, le cockpit 340 étant destiné à embarquer au moins un passager et/ou des marchandises à transporter.
L'aile annulaire 310 est formée de quatre parties : une partie inférieure sensiblement plane 3100, une partie supérieure sensiblement plane 3101 et deux parties latérales courbées 3102 et 3103 reliant la partie inférieure 3100 à la partie supérieure 3101. Comme illustrées sur les figures 8 et 9, la partie inférieure 3100 et la partie supérieure 3101 présentent un profil cambré c'est-à-dire portant, par exemple de type NACA 2412 ou Clark Y, tandis que les parties latérales 3102 et 3103 présentent un profil symétrique, c'est-à-dire non portant, par exemple de type NACA 0012. Si l'on parcourt l'aile annulaire dans sa direction circonférentielle, celle-ci présente donc un profil aérodynamique évolutif qui alterne entre profil cambré, sur les parties basse et haute de l'aile, et profil symétrique, sur les parties latérales de l'aile.
Les parties latérales 3102 et 3103 à profil symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure 3100 et 3101 de l'aile annulaire en minimisant la traînée.
Par ailleurs, la partie inférieure 3100 et la partie supérieure 3101 de l'aile annulaire 310 sont décalées suivant l'axe central longitudinal Xc3io. Plus précisément et comme représentées sur la figure 8, la partie supérieure 3101 de l'aile 310 s'étend en aval d'un plan de référence PR3 perpendiculaire à l'axe central longitudinal Xc3io tandis que la partie inférieure 3100 de l'aile 310 s'étend en amont du plan de référence PR3. Le plan de référence PR3 coupe l'aile annulaire 310 à la fois au niveau du bord d'attaque 311 dans sa partie supérieure 3101 et au niveau du bord de fuite 312 dans sa partie inférieure de sorte que le bord d'attaque 311 de l'aile annulaire 310 au niveau de la partie supérieure 3101 est sensiblement à l'aplomb du bord de fuite 312 au niveau de la partie inférieure 3100. Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse 3100 de l'aile annulaire 310 et une surpression sur l'intrados de la partie haute 3101, ce qui augmente la portance de l'aile annulaire.
Les hélices 334, 325 et 326 s'étendent sensiblement au niveau du plan de référence PR3.
Le pilotage du dispositif propulsif peut être automatique et réalisé de façon connue en soi par un système automatique programmable (non représenté sur les figures) ou semi-automatique, c'est-à-dire avec la possibilité pour le passager de prendre manuellement les commandes de pilotage le cas échéant.
Les hélices utilisées dans le dispositif propulsif selon l'invention peuvent comporter deux pales comme décrit ci-avant ou plus. Le ou les moteurs utilisés dans l'ensemble de propulsion du dispositif propulsif selon l'invention sont de préférence des moteurs électriques alimentés par des batteries ou des piles à combustible.
Les batteries ou les piles à combustible ainsi que toute masse inerte du dispositif de propulsion sont de préférence disposées de manière équilibrée sur ou dans les parties latérales 3102 et 3103 de l'aile annulaire 310 afin de ne pas perturber le pilotage du dispositif.
Le dispositif propulsif 300 décrit ci-avant comprend 3 hélices. Toutefois, le dispositif propulsif selon l'invention peut comprendre un nombre N impair d'hélices, chaque hélice étant montée sur un moteur, un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à N/2 étant entraînée dans un premier sens de rotation tandis qu'un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à (N/2)+l étant entraînée dans un deuxième sens de rotation, chaque hélice étant montée sur un moteur par exemple du même type que les moteurs rotatifs 221 et 222 déjà décrits. Dans le cas d'un nombre impair d'hélices supérieur ou égale à 3, la répartition du sens de rotation entre les hélices peut être définie de manière à ce qu'il soit inversé d'une hélice à l'autre dans la direction horizontale de distribution des hélices. Une répartition différente des sens de rotation des hélices peut être également envisagée selon les besoins.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif propulsif à portance active (200) comprenant une aile annulaire (210) et un ensemble de propulsion à hélices (220) présent à l'intérieur de l'aile annulaire (210), l'ensemble de propulsion (220) comprenant une pluralité d'hélices (223, 224) disposées les unes à côté des autres à l'intérieur de l'aile annulaire (210), les hélices étant alignées suivant un plan de référence (PR2) perpendiculaire à un axe longitudinal (Xc2io) de l'aile annulaire, une partie des hélices étant entraînée dans un premier sens de rotation tandis que l'autre partie des hélices étant entraînée dans un deuxième sens de rotation opposé au premier sens de rotation, dispositif propulsif dans lequel l'aile annulaire (210) présente en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour de l'axe longitudinal (Xc2io), l'aile annulaire comportant une partie supérieure (2101) s'étendant en aval du plan de référence (PR2) perpendiculaire à l'axe longitudinal (Xc2io) et une partie inférieure (2100) s'étendant en amont dudit plan de référence et dans lequel les hélices (223, 224) s'étendent au voisinage du bord de fuite (212) de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure (2100) de l'aile annulaire (210) et au voisinage du bord d'attaque (211) de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure (2101) de ladite aile annulaire.
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel l'ensemble de propulsion comprend un nombre pair d'hélices, chaque hélice (223, 224) étant montée sur un moteur (221, 222), la moitié des hélices étant entraînée dans le premier sens de rotation tandis que l'autre moitié des hélices étant entraînée dans le deuxième sens de rotation.
3. Dispositif propulsif selon la revendication 2, comprend en outre un fuselage (202) présent au centre de l'aile annulaire (210), les moteurs (221, 222) des hélices étant maintenus par des bras de support (2210, 2211, 2221, 2222) s'étendant entre la paroi interne de l'aile annulaire et le fuselage.
4. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel l'ensemble de propulsion comprend un nombre N impair d'hélices (324, 325, 326), chaque hélice étant montée sur un moteur (321, 322, 323), un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à N/2 étant entraînée dans le premier sens de rotation tandis qu'un nombre d'hélices correspondant au plus grand entier inférieur à (N/2)+l étant entraînée dans le deuxième sens de rotation.
5. dispositif selon la revendication 4, comprenant en outre un fuselage (302) présent au centre de l'aile annulaire (310), un moteur (322) supportant une hélice (325) de la pluralité d'hélices étant monté à l'extrémité aval (3020) du fuselage, les autres moteurs d'hélices (321, 323) étant maintenus de chaque côté du fuselage (302) par des bras de support (3210, 3211, 3230, 3231) s'étendant entre la paroi interne de l'aile annulaire (310) et le fuselage (302).
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel des parties inférieure et supérieure (2100, 2101 ; 3100, 3101) de l'aile annulaire (210 ; 310) présentent un profil cambré portant tandis que des parties latérales (2102, 2103 ; 3102, 3103) de l'aile annulaire (210 ; 310) présentent un profil droit symétrique.
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