WO2020201644A2 - Appareil pour la navigation aérienne et ses dispositifs - Google Patents

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WO2020201644A2
WO2020201644A2 PCT/FR2020/000084 FR2020000084W WO2020201644A2 WO 2020201644 A2 WO2020201644 A2 WO 2020201644A2 FR 2020000084 W FR2020000084 W FR 2020000084W WO 2020201644 A2 WO2020201644 A2 WO 2020201644A2
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    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
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    • B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
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    • B64C2230/06—Boundary layer controls by explicitly adjusting fluid flow, e.g. by using valves, variable aperture or slot areas, variable pump action or variable fluid pressure

Definitions

  • Aircraft flying heavier than air or aerodyne such as airplanes (fixed-wing aerodyne) can be powered by engines or reactors
  • Gliders generally have no engine and move forward under the effect of the thrust (as opposed to drag) component of their wing's lift.
  • a wing is a propulsive system when the resultant aerodynamic forces pass forward vertically and provide thrust (planes and gliders in descent). In descent, their wings transform their potential energy into speed and lift.
  • an airplane comprises the following sub-assemblies: powertrain cell; flight controls, on-board easements, avionics, internal or external transport.
  • glider is understood to mean an aerodyne having a high aspect ratio (wingspan between 50 and 200 m) or optimized for gliding and gliding.
  • the airfoil is the surface providing lift for an aerodyne by deflection of a mass of air, due to its movement.
  • a "fixed-wing” device airplane or glider
  • this is the wing as opposed to a wing device
  • the effective aspect ratio is the value used for the calculation of the drag induced by the lift it is generally less than the geometric aspect ratio because of the marginal losses and the disturbances important in the distribution of lift in wingspan; large fuselage, engine nacelles, it can however be superior when the wing has partitions at its ends, called winglets).
  • a wing generates its lift in the volume of air in which it moves.
  • a large span wing moves in a large volume of air, while a smaller wingspan wing works in a smaller volume, with lower mass.
  • the lift depending on the deflection of the air mass, a small wing span must deflect this air mass more (for example by increasing the camber of the wing profile); the vertical component of this deflection is proportional to the induced drag.
  • the pressure difference between the upper surface and the lower surface of a wing wing causes vortices, and in particular marginal vortices at the ends of the wing.
  • a high aspect ratio wing generally has smaller marginal chords, the intensity of these vortices is lower than on stockier wings.
  • the pressure difference between the upper surface and lower surface of a wing wing causes vortices, and in particular marginal vortices at the ends of the a / le.
  • a high aspect ratio wing usually has smaller marginal chords, the intensity of these vortices is lower than on squat wings.
  • Structural advantage For a given load, a short wing is stiffer (in flexion and torsion) and lighter than a long wing which can flex and twist more. A long, swept-back wing can twist, which can affect the effect of the ailerons.
  • a long wing has more inertia and therefore a lower angular acceleration of roll than a wing with low aspect ratio.
  • a low aspect ratio wing has a higher internal volume (since it is normally thicker for equal area), which can be used to place fuel tanks, landing gears, or other systems.
  • Variable Wing Geometry Airplanes exceeding the speed of sound are sometimes equipped with variable wing wings due to the large difference in airflow behavior between subsonic and transsonic or supersonic flight.
  • the induced drag constitutes the major part of the total drag; and this decreases when the aspect ratio increases, when the deflection is reduced or zero (so-called "right" wing
  • the shock wave generated (which appears on the upper surface when the airplane approaches the sound barrier) produces a much greater drag.
  • a wing with low or no deflection, effective at low speed, has a critical Mach around M 0.75. The more the deflection increases, the more the critical Mach is moved back (it can go up to M 0.95 for a deflection of 45 °) 1 .
  • the heavy and complex system to modify the deflection of the wings allows to obtain a minimum drag in subsonic and supersonic.
  • Helicopter blades are very high aspect ratio wings:
  • the high-lift devices make it possible to take off and land at lower speed, which reduces the necessary distances and improves safety.
  • a high-lift device is deployed on the wing of an aircraft to increase its coefficient of lift at low speeds and thereby lower the stall speed.
  • Vortex Generator type system are small local vortex generators which reintroduce speed into the slowed boundary layer. They are generally used to increase the efficiency of control surfaces at large angles (upstream of the ailerons, on the sides of the fin, under the T-tail stabilizers, on small canard planes). They are also mounted on the wings of some fighters and airliners.
  • This system consists of taking air from a reactor and directing it either directly or through ducts, up to the level of the shutters where the air then exits on the upper surface.
  • the blowing is only triggered when the flaps are lowered and makes it possible to reduce, or even eliminate, the separation of the boundary layer, which has the effect of increasing the lift.
  • the present invention relates to a new high-lift device adapted to an airplane, in particular adapted to a glider, comprising at least three engines and a pipe making it possible to distribute the air propelled by the engines on the wings and to lift the assembly (or the 'apparatus).
  • This original new device allows an aerodyne to take off and greatly improves safety, it also allows less fuel to be used during flight.
  • the present invention discloses a device located at an aircraft engine [Fig. 7] [Fig. 10], the said device being able to generate an air flow from suction ports located on the leading edges of a wing [Fig. 2] (2), by an aircraft engine or jet engines, said air flow being directed by pipes and controlled by a turbine (3) located in the profile of the wing, said device comprising a metal chamber which surrounds the reactor of an airplane [fig.8] (15)
  • the invention relates to a high lift device characterized in that it comprises panels [Fig. 2] (13, 14) one on the upper surface and the other on the lower surface of a wing profile driven by electric motors and which admit a deflection, three leading edges which follow each other in the wing profile [Fig. 1] or a cylinder in the profile of a wing [Fig. 12] [Fig. 13] (18).
  • the invention relates to a high-lift device in which the panels [Fig 1] (13, 14) are movable and comprise, at their rear ends, a pivot connection, and at their front ends, two fingers having a toothed wheel, said panels themselves being toothed and integrated into toothed grooves of the profile and in which the electric motors are located on either side of said panels
  • the invention relates to a high-lift device in which the first leading edge is fixed and an integral part of the wing, and comprises a tube, the ends of which are closed and comprising a slot (1) on the side allowing the passage of an air flow [Fig. 1] inside the leading edge, a pipe connects this tube to a turbine, the second leading edge comprising two moving parts [Fig. 1] (4, 5) joined by a pin (6) on which two push jacks [Fig. 5] (7) located at the end of the axis, allow a longitudinal movement which makes this assembly integral with the axis (8).
  • This axis (8) consists of a cam (9), the rotation of the latter (8) allows the rotation of the two parts (4, 5), which allows different angular adjustments, the whole (4,5, 7 , 8,9) is held by a jack (10) located on each side of the axis [Fig. 5]
  • the third leading edge (11) covers the set of the first two leading edges and is held by two jacks having a longitudinal displacement and which are fixed inside the wings [Fig. 6] (12).
  • the invention relates to another way of making this high lift device [Fig.12] [Fig.13] (18). in which the machining of two notches on the side of the cylinders determines the angle at which the air flow exits therefrom to flow over the upper and lower surfaces simultaneously.
  • the invention relates to a high-lift device in which the cylinder is movable and in rotation on an axis (x) [Fig. 14], the rotation and the locking being provided by toothed wheels (19) in contact with of the axis ends (x1).
  • the invention relates to an aerodyne comprising a device
  • a glider The GLX5 (Glider x5) is, the size of an airplane, (these measurements are indicative) having 100 meters of wingspan and 45 meters in length. [Fig.18]
  • the GLX5 is dedicated to pilots who know the immense possibilities of this type of aircraft, exploited for its finesse because to date, there is no equivalent.
  • the invention according to a particular aspect relates to a glider comprising three turbojets , the said largest representing on its own a push equivalent to the other two combined
  • the invention according to a particular aspect relates to an ovoid-shaped glider comprising a conical fuselage which decreases to the vertical tail.
  • the invention according to a particular aspect relates to a glider comprising a subset of parts comprising on the one hand a cradle, which connects the wings, there is the engine room, just above, a space dedicated to transport, a cockpit.
  • the cockpit constitutes the last part of this assembly, it is located in the depth which is also an aircraft (a flying wing) [Fig.19] (20).
  • the cockpit can be located in the ovoid part, at the front which is the most common and the aircraft located at the end of the fin can be a drone, [Fig.21] (25) allocated to multiple other tasks that could be attributed to him, help in the geolocation of the rescue module, place of storage of the black boxes of the
  • Drawing 1 Fig1. Representation of a sectional view, a leading edge of a wing profile and the device
  • Fig. 2 Representation of a perspective view of a wing and the device
  • Drawing 2 .Fig.3 Representation of a top view of a wing, part of the wing and the device in active phase
  • Drawing 3 Fig. 4 Representation of the high-lift device without the last leading edge Perspective view of the second leading edge and of the device allowing the movement of the latter and
  • Fig. 5 Representation from another point of view of Fig. 4
  • Drawing 4 Fig. 6
  • Fig. 7 Representation of the GL x5 and the location of its reactors
  • Fig. 8 Cross-sectional view of a reactor and the device for capturing the flow of air
  • Drawing 5 Fig. 9 Enlarged sectional view of the device for capturing the air flow at the level of the reactors.
  • Fig. 10 Representation of the reactor and the fin device allowing the diversion of the air flow
  • Fig. 11 Representation of an airplane
  • Drawing 6 Fig.12 Representation of another device performing the same function as the high-lift device
  • Fig. 13 Representation seen in section of the leading edge of a wing profile of this other high-lift device :.
  • Fig. 14 Representation of a wing fitted with this other device making it possible to strengthen the air flow
  • Drawing 7 Fig. 15 Representation of an aerodyne including the high-lift device, Fig. 16 Representation of an unlocking hook Fig. 17 Representation of fuse nut Fig. 18 Representation seen from above of the GL x5
  • FIG. 19 Representation of the ASD device, emergency module located at the end of the fin
  • Fig. 20 Representation of the ASD device of the three parts of which it is composed
  • Fig. 21
  • Fig. 22 Representation of an airplane fitted with the ASD device
  • Fig. 23 Top view of the GL x5 Equipped with the ASD device
  • Fig. 24 Representation of the rear conical end of the fuselage of this aircraft and of the axis on which the Sigma device rests, without it:
  • Fig. 25 Representation of the Sigma device represented by conical bases perforated in their centers, mobile on which are mounted two symmetrically opposed control surfaces.
  • FIG. 25 decomposed Figure 25
  • FIG. 30 Representation of the Sigma device integrated into a fin having an active phase conical base
  • Fig. 31 Representation of the Sigma device assembly of the two conical passive phase bases, device at rest.
  • Fig.32 a Representation of the rear end of the fuselage on which the conical assemblies rotate in rotation and the rudder provided with control surface indentations allowing it to be housed there [Fig.32 b];
  • Drawing 12 [Fig.32 b] Representation of the sectional view of the fin for the following view Fig.32 c, sectional view of the fin when the device is in passive phase (rest): Fig.32 c Representation of a sectional view of the Beta device, composed of several parts; Fig. 33 Representation of the deformation of the panels Beta device only is in active phase Drawing 13: Fig. 34 Representation of the Tau gripper device allowing the emergency module located at the end of the end fin at the level of the landing area to be locked to the centreboard, Fig. 35 Representation of this aircraft and its emergency theta device in active phase, composed of four fans fitted with propellers Fig. 36 Representation of the GLx5 and its emergency theta device in active phase composed of four fans fitted with propellers
  • Drawing 14 Fig. 37 Representation of an element of the theta device, global view of one of the arms and its fan Fig. 38 Decomposed representation of this arm assembly; fan part one Fig.
  • FIG. 40 Representation of the Glx5 standby module and its active theta phase device
  • Fig. 41 Representation of the fuselage and its active theta phase device.
  • Fig. 42
  • Drawing 16 Fig. 43 Representation of the Iota device, of the various elements that make up these articulated landing gears
  • Fig. 44 Representation of an airplane equipped with its devices in active phase
  • Fig. 45 Representation of the third part of the ASD device having the function of emergency module, in active phase (fixed wing aircraft) and the function of elevators in passive phase.
  • 46 Representation of a backup module although different, we find the same characteristics as in Fig. 45 aircraft equipped with a fixed wing having the function of passive phase elevator.
  • Drawing 18 Fig. 50
  • Fig. 51 Representation of an arm and landing gear assembly
  • Fig. 52 Representation of an element of the landing gear
  • Drawing 19 Fig. 53. Representation of the toothed crown device present in each of the arms allowing each of them to have a rotation
  • Fig. 54 Representation of an emergency module and its landing gear at the top of the fin.
  • Fig. 55 Representation of one of the axes provided with a pinion on which its arms rotate
  • each of these devices is based on a wing profile on which they are grafted, thus in the first version, Epsilon [Fig. 2] the device consists of two panels on the upper surface and the other on the lower surface which admit a deflection. They owe this mobility thanks to their rear ends which have a pivot connection, while the one located at the front are provided with two notched fingers at their ends those are trapped in the grooves [Fig.1] present in the profile. Two electric motors located on either side, fitted with toothed wheels, ensure this rotation. The displacement of these two surfaces makes it possible to modify the profile of the wing Fig.1. At the edge of these panels there are three leading edges [Fig.1] which follow one another in the profile of the wing.
  • the first leading edge is fixed and is an integral part of the wing, it is characterized by a split tube (1) on the side running through it, and whose ends are closed located inside the edge of 'attack a pipe connects this tube to a turbine.
  • the slit present along this allows the passage of an air flow [Fig. 1]
  • This Mu device consists of a metal chamber which surrounds the reactor [Fig.8] (15) and fins upstream of the thrust reversers. This chamber in the rest phase is closed by the fins placed upstream.
  • the thrust reversers made up of slightly larger fins [Fig.9 Fig.10] (16) located downstream, as well as the fins located upstream are lowered simultaneously ( 17), which makes it possible to direct the air flow in the chamber (15) to the high lift device.
  • the second leading edge is composed of two movable parts [Fig.1] (4, 5) joined by an axis (6) on which two push jacks (7) located at the end of the axis integral with the axis ( 8), admit a longitudinal deflection; connects the assembly on the axis (8) consisting of two cams (9).
  • the rotation of the axis (8) allows the rotation of the two parts (4, 5) which allows different adjustment.
  • the assembly (4,5, 7, 8,9) is held by a jack (10) located on each side of the axis.
  • the two parts owe their mobility [Fig.1] by two electric motors present in it.
  • the third leading edge (11) covers all of the first two and is held by the two jacks which have a longitudinal displacement, these are fixed inside the wings (12).
  • the third leading edge [Fig.2] (11) advances longitudinally, axis (x, x ') thanks to the jacks (10).
  • the two moving parts (13) (14) Fig. 1 represented by two panels, one on the upper and one on the lower surface are lowered into their seats and are locked. The displacement of these two surfaces makes it possible to modify the profile for the correct functioning of the device.
  • the air flow is sent through the reactors and controlled by the turbines hidden in the profiles (3). This air escapes through the slot present in the first leading edge and strikes the two moving parts represented by the second leading edge (4,5).
  • the device is much simpler in design [Fig. 13J.
  • the leading edge of the wing has been replaced by a cylinder which blends into the profile of the wing (18);
  • the orientation of the air flow cannot be controlled mechanically, the machining of the two notches present on the side of the cylinder determines the angle of attack by which the air flow leaves the cylinder to flow on the upper surface and lower surface simultaneously.
  • the cylinder is movable in rotation on the axis (x) [Fig. 14], must rotate and are locked by a toothed wheel (19) in contact at its ends, axis (x1).
  • This aircraft safety device transforms the fuselage or part of the fuselage into an emergency module in the event of damage [Fig. 19; Fig. 20; Fig. 21].
  • the first part of this assembly consists of the emergency module this one has a Sigma device [Fig.20] (21) [Fig.21] (23) which consists of two symmetrically opposed fins of symmetrical convex shapes. They have the particularity of blending into the mass of the wings of the plane in part (2) [Fig.22] [Fig. 23], each fin has a rudder ensuring control of the emergency module, not shown here. they are located at the root * (term used to visualize the positioning) of the wings.
  • This emergency module integrates an Alpha device [Fig.24], it is characterized by the conical shape of its rear end, which admits a mobile assembly [Fig.25] composed for each of them, [Fig.26; Fig.28 ] of two semi-circles [Fig.27; Fig.29] having the same shape but not the same dimensions.
  • a mobile assembly [Fig.25] composed for each of them, [Fig.26; Fig.28 ] of two semi-circles [Fig.27; Fig.29] having the same shape but not the same dimensions.
  • On which are assembled on the blank slightly eccentric with respect to the center of the cone two stabilizers provided with control surfaces, [Fig.25] positioned in this way at the level of the fin. This feature allows these stabilizers to blend into the body of the fin when the device is not in use.
  • this fuselage admits an axis on which, this assembly is positioned [Fig.24.Fig.32a]
  • the stabilizers pivot in the opposite direction from each other thanks to a motor electric, they admit a deflection of 180 °. Which allows different settings.
  • These stabilizers act as relay elevator, when the main elevator located at the end of the centreboard, [Fig.30] is no longer there, in order to ensure stability and control either of the aircraft or emergency module.
  • this fin admits a Beta device [Fig.32c] which is hidden in the vertical tail.
  • This empennage admits two molded metal panels in the shape of the stabilizers, these panels have the particularity of deforming in order to fill the space left when the stabilizers are out of their location [Fig.32c, Fig.33], in order to guarantee a minimum of drag.
  • This Beta device is based on one of the characteristics of the metal, its deformation when it is stressed.
  • the device controls this deformation by transforming these panels into convex planes.
  • These two panels represented by these footprints distributed symmetrically on either side of the fin, delimited by a rigid part at its center, are glued to a rubber membrane made hermetic.
  • This one is composed inside of several parts having for each one of them a difference of thickness separated by a partition, [Fig.32c] which allows the mechanical deformation of these panels as soon as we inject the air inside these walls.
  • At the end of this fin is a horizontal plane inside which is a Tau device [Fig.34].
  • This is made up of two jacks fitted with clamps at its ends, which slide in two cylinders up to the structure of the drone (elevator) or two cylinders of a slightly larger diameter allow the passage of this device and whose the bottom has for each of them a ring on which these clamps are locked. These clamps allow, depending on the configuration chosen, to grip and locked or release the drone (the elevator).
  • a Theta device composed of four fans distributed on either side of it, hidden inside a dedicated compartment, these are the emergency propulsion means of this backup module.
  • This device is composed of four hollow arms of cylindrical shape [Fig.37], having a cylindrical base, assembled perpendicular to the arm, on the blank of this base there is a hole which allows the assembly of the elements that make up this device.
  • This base allows the passage of an axis which connects the arm and fan assembly to the fuselage structure [Fig.35.Fig.36]
  • These arms pivot in rotation on their respective axes (x) by means of electric motors present in their base.
  • This emergency module includes an Iota device [Fig. 41], (the landing gear) characterized by its shape allowing it to blend into the elongation of the fuselage in the case of an airplane, located at the front and in back. This characteristic allows it to serve as a hatch for the main landing gear in the passive phase and as a landing gear in the active phase. They are reinforced to support the weight of the emergency module their deployment allows it to land on any type of terrain, including those on slopes.
  • This device consists of six articulated arms distributed around this emergency module. Each arm has four joints and is made up of four parts [Fig.43], their deployment is done by electric jacks, not shown here.
  • the first part is connected to the box where the landing gears are located, its two metal arms have a circular shape to exit the entire device without it touching the outer walls of the module structure. They have a rotation on the (x) axis. Parts two and three allow the deployment of the device in rotation on their respective axis (X) the end of the last part is connected to a hatch, which conceals the entire device in the boxes where they are.
  • These train hatches are characterized by their bevelled shapes at each end, allowing them to penetrate into the ground [Fig. 41] to stabilize the module when it is placed vertically.
  • the role of the Iota device is to cushion the impact on the ground but also to guarantee a horizontal plane for this emergency module whatever the type of terrain encountered.
  • the second part of this assembly serves as a reception base, it consists of a cradle on which the wing structures are assembled [Fig.20 Fig.21] and the aircraft engines.
  • This assembly accommodates the fuselage and its ailerons (emergency module), thanks to its cradle and the hollow shape located at the root of the wings.
  • the parts (21) (23) and (22) (24) are joined together by fusible bolts [Fig.17] and hooks [Fig.16] which are distributed over the cradle and at the ends the fins [Fig. 44].
  • Operating principle of the transformation of the fuselage into a standby module This transformation takes place in several stages. The plane takes a nose-down attitude, speed is a key element for the smooth running of this maneuver.
  • the Alpha device [Fig.20 Fig.21] (the stabilizers) present in the centreboard simultaneously move out of their positions by pivoting, to the desired position.
  • the safety hooks which held the parts and unlocked thus leaving all the weight of the structure that represents the second part on the sections of the fusible bolts, a simple resource carried out by the pilot or by an artificial intelligence makes it possible to release the emergency module.
  • the Sigma and Alpha devices [Fig. 44] give this module a flight autonomy like a Rocket plane, (Example: X15 ...) like the latter, their maneuver possibilities being limited, landing is done on runways long enough to absorb the excess speed.
  • the Theta device [Fig.35] comes out of its box by pivoting, the propellers present in their fans rotate.
  • the fans In vertical position [Fig.35] the fans allow this emergency module to be towed, on landing they can be assigned the airbrake function, by reversing the air flow of its propellers in relation to the displacement of the emergency module.
  • the iota device provides this emergency module with a landing gear allowing it, when the rescue module lands vertically absorbed the impact on the ground, thanks to these joints but also to ensure the stability of the latter on any type of terrain including those on slopes.
  • This drone is located at the end of the fin, held by it, by a Tau [Fig.34] gripper device.
  • This aircraft consists of a wing, a smaller rudder which is based on that used by the aircraft and an engine giving it its own autonomy.
  • This drone has a Phi device [Fig.21 Fig, 47 Fig.48] allowing it to dock at the end of the fin, composed of eight landing gears [Fig.49] (smart), three symmetrically opposed and two in the longitudinal axis of the latter each of them have two wheels.
  • the three landing gears are mechanically dependent on their opposing twins to grip. They are composed of a cylindrical base having a toothed crown inside it [Fig. 53], a tubular arm assembled to this base [Fig, 51J.
  • a rectangular piece in which there is an electric motor equipped with a gear is mounted on an axis which connects it to it.
  • a hole which allows the passage of an axis.
  • On this axis is mounted the undercarriage which consists of two parts.
  • a jack which has at its base, a gear [Fig.52] which is assembled in the rectangular part. At the end of it, a cylindrical part, which admits a 360 rotation thanks to an electric motor and its toothed wheel and pinion system inside it. On this cylindn ' part that is mounted perpendicularly, a hub on which are two electric wheels. Principle of dropping and "landing this drone".
  • the drone is positioned vertically to the fin, the two trains [Fig.49] located in the longitudinal axis have the function of absorbing the shocks due to the vertical movements, linked to the turbulence.
  • the six symmetrically opposed smart trains have the role of center the drone transversely, [Fi g.49] the tires absorb any shocks.
  • the articulated arms pivot on their axis until they reach the vertical parts of the fin, when the six landing gears are all in contact with them, the arms apply a little stronger pressure, to keep them anchored to the tail.
  • the second phase begins.
  • the electric wheels come into operation and allow the drone to be positioned down to the millimeter in the location provided for the Tau device [Fig. 54] of the locking system present in the fin takes over. It comes out of its housing and is locked inside the drone at the locations provided for docking.
  • the symmetrically opposed wheels pivot on themselves vertically while maintaining the pressure they exerted on the sides of the fin. These participate in the movements of the drone downwards, while the trains located in the longitudinal axis still in contact with the fin pivot gradually to enter their boxes, as soon as the depth has become integral with the all of the rudder, the gears return to their location, as well as the stabilizers (relay elevators.)
  • a Gamma counterweight device is located in the hold of the emergency module and in the Glx5, not shown, composed of two axes integral with the fuselage on which a counterweight slides laterally as needed. It allows you to vary the centering of the standby module, during the transition between the different states.

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Abstract

La présente invention concerne le domaine de l'aéronautique et plus particulièrement porte sur un dispositif hypersustentateur et un aérodyne comprenant un tel dispositif hypersustentateur et d'un dispositif de sécurité Aérienne ASD La présente invention porte un nouveau dispositif hypersustentateur adapté à un avion, en particulier adapté à un planeur, comprenant au moins trois moteurs et une conduite permettant de répartir l'air propulsé par les moteurs sur les ailes et de soulever l'ensemble (ou l'appareil). Ce nouveau dispositif original permet à un aérodyne de décoller et améliore grandement ta sécurité, il permet également d'utiiiser moins de carburant pendant le vol. Dispositif de sécurité Air Plane Security device ASD Ce dispositif de sécurité avion transforme, le fuselage ou une partie du fuselage en module de secours en cas d'avarie [Fig,19][Fig. 20] [Fig. 21]. On distingue trois parties, qui sont le fuselage, les ailes, et la gouverne de profondeur [Fig. 19][Fig. 20 ]

Description

«Appareil pour la navigation aérienne et ses dispositifs»
Domaine technique
La présente invention concerne le domaine de l'aéronautique et plus particulièrement porte sur un dispositif hypersustentateur et un aérodyne comprenant un tel dispositif hypersustentateur et d’un dispositif de sécurité Aérienne ASD
Etat de l’art
Les appareils volant plus lourds que l'air ou aérodyne, comme les avions (aérodyne à voilure fixe) peuvent être mus grâce à des moteurs ou des réacteurs
Les planeurs, n’ont généralement pas de moteur et avancent sous l'effet de la composante de poussée (opposée à la traînée) de la portance de leur aile. Une aile est un système propulsif quand la résultante des forces aérodynamiques passe en avant de la verticale et fournit une poussée (avions et planeurs en descente). En descente, leurs ailes transforment leur énergie potentielle en vitesse et en portance.
Ces dispositifs sont intéressants car ils ne polluent pas, toutefois iis ne sont pas toujours faciles à manier surtout dans les conditions météorologiques difficiles.
D'une manière générale, un avion comprend les sous ensemble suivant : cellule groupe motopropulseur ; commandes de vol, servitudes de bord, avionique, emports internes ou externes.
De manières générale on entend par planeur un aérodyne ayant un fort allongement (envergure comprise entre 50 et 200m) ou optimisé pour le vol plané et le vol à voile.
La voilure est la surface assurant la portance d’un aérodyne par déflexion d'une masse d'air, due à son mouvement. Dans le cas d’un appareil « à voilure fixe »(avion ou planeur) il s’agit de l'aile par opposition à t un appareil à voilure
toumante(hélicoptère, autogire) ou il s'agit d’un rotor L 'allongement effectif est la valeur utilisée pour le calcul de la traînée induite par la portance il est généralement inférieur à l'allongement géométrique à cause des pertes marginales et des perturbations importante dans la distribution de la portance en envergure ; gros fuselage, nacelles des moteurs , il peut cependant être supérieur quand l'aile présente des cloisons en ses bouts, appelées winglets).
Portance et déflexion
Une aile génère sa portance dans le volume d'air dans lequel elle se déplace. Une aile à grande envergure se déplace dans un grand volume d'air, alors qu'une aile d'envergure plus petite travaille dans un volume plus petit, de masse plus faible. La portance dépendant de la déflexion de la masse d'air, une aile à faible envergure doit défléchir davantage cette masse d'air (par exemple en augmentant la cambrure du profil d'aile); la composante verticale de cette déflexion est proportionnelle à la traînée induite.
Aile à grand allongement
Bien que l'allongement et la surface soient des indicateurs importants en ce qui concerne les performances d'une aile, le facteur le plus important est l'envergure. Plus il y a d'envergure, moins il y a de traînée induite.
La différence de pression entre l'extrados et l'intrados d'une aile portante provoque des tourbillons, et en particulier les tourbillons marginaux aux extrémités de l'aile. Comme une aile à grand allongement présente généralement des cordes marginales plus petites, l’intensité de ces tourbillons est plus faible que sur des ailes plus trapues.
La différence de pression entre l'extrados et l'intrados d'une aile portante provoque des tourbillons, et en particulier les tourbillons marginaux aux extrémités de l'a/le. Comme une aile à grand allongement présente généralement des cordes marginales plus petites, l'intensité de ces tourbillons est plus faible que sur des ailes plus trapues.
Aile à faillie allongement Une aile à faible allongement présente un certain nombre d'avantages :
Avantage structurel : pour une charge donnée, une aile courte est plus rigide (en flexion et en torsion) et plus légère qu'une aile longue qui peut davantage fléchir et se vriller. Une aile longue et en flèche peut se vriller, ce qui peut altérer l'effet des ailerons.
Meilleure manœuvrabilité : une aile longue a plus d'inertie et donc une accélération angulaire de roulis plus faible qu’une aile à faible allongement. Les chasseurs, généralement supersoniques, ont un allongement faible parce qu'ils ont des profils d'ailes très fins, ce qui conduit à augmenter la corde et diminuer l'envergure à surface égale.
Profil moins épais : une aile courte, dont les efforts en flexion sont plus faibles, peut avoir des longerons moins hauts et donc des profils plus fins, favorables aux grandes vitesses, pour reculer le Mach critique. Cet avantage concerne surtout les avions supersoniques utilisant des profi Is à épaisseur relative réduite. L'épaisseur relative de l'aile du Concorde est de 3 %.
Corde de profil plus longue : le nombre de Reynolds du profil est plus élevé ; cela peut donner un léger avantage de traînée de profil, de l'ordre de 2 % pour une corde 20 % plus longue.
Avantage pratique : Une aile à faible allongement a un volume interne plus élevé (étant donné qu'elle est normalement plus épaisse à surface égale), qui peut être utilisé pour placer les réservoirs de carburant, les trains d'atterrissage, ou d'autres systèmes. La mise au point de profils supercritiques, plus épais que les profils classiques, a réduit cet avantage.
Aile à géométrie variable : Les avions dépassant la vitesse du son sont quelquefois dotés d'aile à flèche variable à cause de la grande différence de comportement du flux d’air entre le vol subsonique et transsonique ou supersonique.
En régime subsonique, la traînée induite constitue la majeure partie de la traînée totale ; et celle-ci diminue lorsque l'allongement augmente, quand la flèche est réduite ou nulle (aile dite « droite »
En régime supersonique, l'onde de choc générée (qui apparaît sur l'extrados lorsque l'avion approche le mur du son) produit une traînée bien plus importante. Une aile à flèche faible ou nulle, efficace à basse vitesse, a un Mach critique vers M 0.75. Plus la flèche augmente, plus le Mach critique est reculé (il peut aller jusqu'à M 0.95 pour une flèche de 45°)1. Le système lourd et complexe permettant de modifier la flèche des ailes permet d'obtenir une traînée minimale en subsonique et en supersonique.
Valeurs d'allongement
Exemples de valeur d’allongement
• Petit allongement : supersonique Concorde 1.55
• Moyen : avion léger, 5 à 8. Avion Robin DR-400 5,35
• Grand : 10 à 15, avion de transport régional ATR 12.4, Dash-8 13.4
• Très grand : > 20, avion solaire Hélios 30, planeur Nimbus 4 39
Les pales d'hélicoptères sont des ailes à très grand allongement :
• Robinson R22, rotor diamètre 7, 67 m, corde 0, 188 m, allongement 42 Références (Les avions de transport modernes et futurs, André Peyrat-Armandy, Teknea)
Les dispositifs hypersustentateurs (volets de bord de fuite, becs de bord d'attaque, plus rarement aile à géométrie variable) permettent de décoller et d'atterrir à plus basse vitesse ce qui diminue les distances nécessaires et améliore la sécurité. Un dispositif hypersustentateur est déployé sur l'aile d’un avion pour augmenter son coefficient de portance aux basses vitesses et abaisser ainsi la vitesse de décrochage.
Pour augmenter la portance à basse vitesse, en particulier pendant les phases de décollage et d’atterrissage, il y a plusieurs solutions :
augmenter la surface alaire,
augmenter la cambrure du profil en modifiant localement le profil par des surfaces mobiles, volets ou becs, • augmenter la vitesse locale sur le profil par soufflage des hélices ou des réacteurs,
• reculer l’incidence de décrochage en aspirant la couche limite,
• reculer l'incidence de décrochage en favorisant la génération de tourbillons (vortex generator, portance tourbillonnaire).
• profiter de la portance supplémentaire donnée par l'effet de sol pendant le décollage,
• demander à la poussée des moteurs de « porter » une partie du poids de l'avion.
Plusieurs solutions peuvent être combinées ; c'est la modification du profil qui est la plus utilisée : les volets et les becs de bord d'attaque.
En particulier, on connaît le système de type Vortex Generator, ce sont des petits générateurs de tourbillons locaux qui réintroduisent de la vitesse dans la couche limite ralentie. Ils sont utilisés généralement pour augmenter l'efficacité des surfaces de contrôle aux grands angles (en amont des ailerons, sur les côtés de la dérive, sous les stabilisateurs d'empennages en T, sur les plans canards de faibles dimensions). Ils sont également montés sur les ailes de certains chasseurs et avions de ligne.
On connaît également les volets soufflés [
Ce système consiste à prélever de l'air venant d'un réacteur et à le diriger soit directement, soit par des conduits, jusqu'au niveau des volets où l'air sort alors sur la surface supérieure. Le soufflage n'est déclenché que lorsque les volets sont abaissés et permet de réduire, voire supprimer, le décollement de la couche limite, ce qui a pour effet d'augmenter la portance.
Surtout utilisé dans les années 1960, ce système a été plus ou moins abandonné depuis à cause de sa complexité et sa maintenance difficile. Pourtant il permettait d’utiliser moins de carburant au décollage.
La présente invention porte un nouveau dispositif hypersustentateur adapté à un avion, en particulier adapté à un planeur, comprenant au moins trois moteurs et une conduite permettant de répartir l’air propulsé par les moteurs sur les ailes et de soulever l’ensemble (ou l'appareil).
Ce nouveau dispositif original permet à un aérodyne de décoller et améliore grandement la sécurité, il permet également d’utiliser moins de carburant pendant le vol.
DESCRIPTION de L 'INVENTION
Selon un aspect, la présente invention divulgue un dispositif situé au niveau d’un réacteur d’avion [ Fig.7 ] [Fig. 10], le dit dispositif pouvant générer un flux d’air à partir d’orifices d’aspiration situés sur les bords d’attaque d’une aile [Fig. 2] (2), par un moteur ou réacteurs d’avion, le dit flux d’air étant dirigé par des canalisations et contrôlé par une turbine (3) située dans le profil de l’aile, le dit dispositif comprenant une chambre métallique qui entoure le réacteur d’un avion [fig.8] (15)
Des ailettes en amont des inverseurs de poussée du réacteur d’avion et des ailetes [ fïg.9 ] (16), [Fig. 10] [ Fig.11 ] en aval, un peu plus grandes que celles en amont , les dites ailettes étant conçues de telle façon que rabaissement des dites ailettes permet d’orienter le flux d'air dans la chambre (15) jusqu’à un dispositif d’hypersustentation situé au niveau des ailes.
Selon un autre aspect l’invention porte sur un dispositif hypersustentateur caractérisé en ce qu’il comprend des panneaux [Fig. 2] (13, 14) l’un sur l’extrados et l’autre sur l’intrados d’un profil d’aile mus par des moteurs électriques et qui admettent un débatement, trois bords d’attaque qui se suivent dans te profil des ailes [Fig. 1] ou un cylindre dans le profil d’une aile [Fig. 12 ] [Fig. 13] (18) . Se/on un autre aspect l’invention porte sur un dispositif hypersustentateur dans lequel les panneaux [Fig 1] (13, 14) sont mobiles et comprennent, à leurs extrémités arrière, une liaison pivot, et à leurs extrémités avant, deux doigts possédant une roue dentée, les dits panneaux étant eux-mêmes dentés et intégrés dans des rainures dentées du profil et dans lequel les moteurs électriques sont situés de part et d’autre des dits panneaux
Selon un autre aspect l’invention porte sur un dispositif hypersustentateur dans lequel le premier bord d’attaque est fixe et partie intégrante de l’aile, et comprend un tube dont les extrémités sont obturées et comprenant une fente (1) sur le flanc permettant le passage d’un flux d’air [Fig. 1] à l’intérieur du bord d'attaque, une canalisation relie ce tube à une turbine le second bord d’attaque comprenant deux parties mobiles [Fig. 1] (4, 5 ) jointes par un axe (6) sur lequel deux vérins poussoirs [Fig. 5] (7) situés en bout d’axe, admettent un débattement longitudinal ce qui rend cet assemblage solidaires de l’axe (8). Cet axe (8) est constitué de came (9), la rotation de celui-ci (8) permet la rotation des deux parties (4, 5), ce qui autorise différents réglages angulaires, l’ensemble (4,5, 7, 8,9) est maintenu par un vérin (10) situé de chaque côté de l’axe [Fig. 5]
Le troisième bord d’attaque (11) recouvre l'ensemble des deux premiers bords d’attaque et est maintenu par deux vérins ayant un déplacement longitudinal et qui sont fixés à l'intérieur des ailes [Fig. 6] (12).
Selon un autre aspect l’invention portant sur une autre façon de réaliser ce dispositif hypersustentateur [Fig.12] [Fig.13] (18). dans lequel l’usinage de deux entailles sur le flanc des cylindres détermine l'angle par lequel le flux d’air sort de celui-ci pour s’écouler sur l’extrados et l’intrados simultanément.
Selon un autre aspect l’invention porte sur un dispositif hypersustentateur dans lequel le cylindre est mobile et en rotation sur un axe (x) [Fig.14], la rotation et le verrouillage étant assurés par des roues dentées (19) au contact à des extrémités axe (x1).
Selon un autre aspect l’invention porte sur un aérodyne comprenant un dispositif
hypersustentateur selon l’invention. Un planeur Le GLX5 (Glider x5) est, de la taille d’un avion, (ces mesures sont à titre indicatif) ayant 100 mètres d’envergures et de 45 mètres de longueur. [Fig.18]
“Le GLX5” est dédié aux pilotes vélivoles qui connaissant les immenses possibilités de ce type d’appareil, exploité pour sa finesse car à ce Jour, il n’existe aucun équivalent L’invention selon un aspect particulier porte sur un planeur comprenant trois turboréacteurs, le dit plus gros représentant à lui seul une poussé équivalente aux deux autres réunis
Les nombreux dispositifs qui lui sont attribués s’appliquent à un avion.
Selon un mode de réalisation l’invention selon un aspect particulier porte sur un planeur de forme ovoïde comprenant un fuselage conique qui décroît jusqu'à l'empennage vertical.
L’invention selon un aspect particulier porte sur un planeur comprenant un sous ensemble de parties comprenant d’une part un berceau, qui relie les ailes, on y trouve la salle des moteurs, juste au-dessus, un espace dédié aux transports, un poste de pilotage.
Ces parties sont assemblées entre elles par des boulons fusibles [Fig17]., et quatre crochets [Fig. 16]repartis sur une plateforme, sur lequel repose la seconde partie.
Celle-ci est le module principal de sauvetage caractérisé car c’est un aéronef. Le poste de pilotage constitue la dernières partie de cet assemblage, il se situe dans la profondeur qui lui aussi est un aéronef (une aile volante) [Fig.19](20).
Mais cet agencement peut être modulable. Le poste de pilotage peut se situé dans la partie ovoïde, à l’avant ce qui est le plus courant et l’aéronef situé à l'extrémité de la dérive peut être un drone, [ Fig.21](25 ) alloué à de multiple autres taches qu’on pourrait lui attribué, aide à la géo localisation du module de sauvetage, lieu de stockage des boites noires du
GL x5....ces trois parties font parties d’un dispositif nommé ASD air plane security device
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
Dessin 1: Fig1. Représentation d’une vue de coupe, d’un bord d’attaque d’un Profil d’aile et du dispositif, Fig.2 Représentation d’une vue en perspective d’une aile et du dispositif
Hypersustentateur
Dessin 2:.Fig.3 Représentation d'un vue de dessus d’une aile d’une partie d’aile et du dispositif en phase active
Dessin3: Fig.4 Représentation du dispositif hypersustentateur sans le dernier bord d’attaque Vue en perspective du second bord d’attaque et du dispositif permettant le débattement de celui ci et Fig.5 Représentation d’un autre point vue de la Fig.4 Dessin4: Fig.6 Représentation vue global du dispositif sur le GL x5 Fig.7 Représentation du GL x5 et de l'emplacement de ses réacteurs Fig.8 Représentation vue de coupe d’un réacteur et du dispositif permettant de capter le flux d’air
Dessin 5: Fig.9 Représentation vue de coupe agrandi du dispositif permetant de capter le flux d’air au niveau des réacteurs. Fig.10 Représentation du réacteur et du dispositif d’ailettes permettant le détournement du flux d’air Fig.11 Représentation d’un avion
Dessin 6: Fig.12 Représentation d’un autre dispositif assurant la même fonction que le dispositif hypersustentateur Fig.13 Représentation vue de coupe du bord d’attaque d’un profil d'aile de cette autre dispositif hypersustentateur:. Fig.14 Représentation d’une aile munie de cet autre dispositif permettant de renforcer le flux d’air
Dessin 7: Fig.15 Représentation d’un aérodyne comprenant le dispositif hypersustentateur, Fig.16 Représentation d’un crochet de déverrouillage Fig.17 Représentation écrou fusible Fig.18 Représentation vue de dessus du GL x5
DessinS: Fig.19 Représentation dispositif ASD, module de secours situé à l’extrémité de la dérive Fig.20 Représentation Dispositif ASD des trois parties dont elle se compose , Fig.21
Représentation Dispositif ASD et ses trois parties sur un avion de ligne en phase active.
Dessiné: Fig.22. Représentation d’un avion doté du dispositif, ASD Fig.23 Vue de dessus du GL x5 Doté du dispositif ASD Fig.24. Représentation de l’extrémité conique arrière du fuselage de cet avion et de l’axe sur lequel le dispositif Sigma repose, sans celui-ci: Fig.25 Représentation du dispositif Sigma représenté par des bases coniques perforées en leurs centres, mobiles sur lequel sont montées deux gouvernes opposées symétriquement.
Dessin 10:. Fig.26. Représentation de l’ensemble FIG.25 décomposé Figure 25
Représentation d’un coté, ensemble mobile droit, gouverne droite, détail assemblage Fig.27.
Représentation assemblage mobile droit gouverne droite Fig.28 Représentation assemblage mobile gauche gouverne gauche Fig.29 Représentation détail de l'assemblage mobile gauche, gouverne gauche
Dessin 11: Fig.30 Représentation du dispositif Sigma intégré à une dérive ayant une base conique phase active Fig.31 Représentation du dispositif Sigma assemblage des deux bases coniques phase passive dispositif au repos. Fig.32 a] Représentation de l’extrémité arrière du fuselage sur lequel les assemblages coniques tournent en rotation et de la dérive munie, d’empreintes des gouvernes permettant à celle-ci de s’y loger [Fig.32 b ];
Dessin 12 : [Fig.32 b] Représentation endroit de vue coupe de la dérive pour la vue suivante Fig.32 c, vue de coupe de la dérive lorsque le dispositif est en phase passive(repos) : Fig.32 c Représentation d’une vue de coupe du dispositif Béta, composé de plusieurs parties ; Fig.33 Représentation de la déformation des panneaux dispositif Bêta seule est en phase active Dessin 13: Fig. 34 Représentation, du dispositif Tau de pince permettant de verrouillé a la dérive le module secours situé à l'extrémité de la dérive extrémité au niveau de la zone appontage Fig.35 Représentation de cet avion et son dispositif thêta de secours en phase active composé de quatre fans munis d’hélices Fig. 36 Représentation du GLx5 et son dispositif thêta de secours en phase active composé de quatre fans munis d’hélices
Dessin 14: Fig. 37 Représentation d’un élément du dispositif thêta vue global d’un des bras et de son fan Fig. 38 Représentation décomposé de cet assemblage du bras; fan première partie Fig.
39 Représentation décomposé de cet assemblage du bras fan, deuxièmes partie
Dessin 15 Fig.40 Représentation module du secours du Glx5 et de son dispositif thêta phase active Fig.41 Représentation du fuselage et de son dispositif thêta phase active. Fig. 42
Représentation du dispositif iota de train d’atterrissage phase active train sorti
Dessin 16: Fig. 43 Représentation du dispositif Iota, des différents éléments que compose ces trains d’atterrissages articulés Fig. 44 Représentation d’avion muni de ses dispositifs en phase active Fig. 45 Représentation de la troisième partie du dispositif ASD ayant la fonction de module de secours, en phase active(aéronef a voilure fixe )et ta fonction, de gouvernes de profondeur en phase passive Fig. 46 Représentation d’un module de secours bien que différente on retrouve les mêmes caractéristiques que dans la Fig. 45 aéronef muni d’une voilure fixe ayant la fonction de gouverne de profondeur phase passive.
Dessin 17 Fig. 47 Représentation du train d’atterrissage articulé de ce module de secours Fig. 48 Représentation du train d’atterrissage articulé de ce module de secours Fig. 49
Représentation des trains d’atterrissages articulés de ce module de secours
Dessin 18: Fig. 50 Représentation demie vue de face d’un module de secours et du débattement des trains d'atterrissages articulés Fig. 51 Représentation d’un ensemble bras et train d’atterrissage Fig. 52 Représentation d’un élément du train d’atterrissage
Dessin 19: Fig.53. Représentation du dispositif de couronne crantée présent dans chacun des bras permettant à chacun d’eux d’avoir une rotation Fig. 54 Représentation d’un module de secours et de ses trains d’atterrissages au sommet de la dérive. Fig. 55 Représentation d’un des axes muni de pignon sur lequel ses bras tournent en rotation
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
J’ai développé deux versions ayant assurant la même fonction pour mieux l’ai repérer respectivement version 1 : Epsilon, version2: Lambda et un sous dispositif associé à celles- ci, Mu qui permet d’amener le flux d’air à celles-ci.
Chacun de ces dispositifs ont pour base un profil d’aile sur lequel ces derniers viennent se greffer, ainsi dans la première version, Epsilon [Fig. 2] le dispositif est constitué de deux panneaux sur l’extrados et l’autre sur l’intrados qui admettent un débattement. Ils doivent cette mobilités grâce à leurs extrémités arrière qui ont une liaison pivot, tandis que celle situé à l'avant sont muni de deux doigts crantés à leurs extrémités ceux sont prisonniers des rainures [Fig.1] présentent dans le profil. Deux moteurs électriques situés de part et d’autre munis de roues crantés , assurent cette rotation. Le déplacement de ces deux surfaces permet de modifier le profil de l'aile Fig.1. En bordure de ces panneaux on trouve Trois bords d’attaques [Fig.1] qui se suivent dans le profil de l’aile.
- Le premier bord d’attaque est fixe et fait partie intégrante de l’aile, il est caractérisé par un tube fendu (1) sur le flanc parcourant celui-ci, et dont les extrémités sont obturés situé à l’intérieure du bord d’attaque une canalisation relie ce tube à une turbine. La fente présente le long de celui permet le passage d’un flux d’air [Fig.1]
Un flux d’air est prélevé par des canalisations ; par un dispositif Mu additionnel aux inverseurs des poussées situé au niveau de ses réacteurs, et par des orifices d’aspirations situés sur les bords d’attaque de chaque aile [Fig.2] (2). Cet air est contrôlé par une turbine (3) dissimulé dans le profil de l’aile.
Ce dispositif Mu se compose d’une chambre métallique qui entoure le réacteur [Fig.8] (15) et d'ailettes en amont des inverseurs de poussé. Cette chambre en phase de repos est fermée par les ailettes placées en amont.
En phase active lorsqu’on sollicite le dispositif, les inverseurs de poussés , composés d’ailettes [Fig.9 Fig.10] (16) un peu plus grande situé en aval, ainsi que les ailettes situées en amont s’abaissent simultanément (17), ce qui permet d’orienter le flux d’air dans la chambre (15) jusqu’au dispositif d’hypersustentation.
-Le second bord d’attaque est composé de deux parties mobiles [Fig.1] (4, 5) jointes par un axe (6) sur lequel deux vérins poussoirs (7) situés en bout d’axe solidaires de l’axe (8), admettent un débattement longitudinal ; relie l’ensemble sur l’axe (8) constitué de deux cames (9). La rotation de axe (8) permet la rotation des deux parties (4, 5) ce qui autorise différent réglage. L’ensemble (4,5, 7, 8,9) est maintenu par un vérin(10) situé de chaque côté de l'axe. Les deux parties doivent leurs mobilités [Fig.1] par deux moteurs électriques présents dans celle-ci.
-Le troisième bord d’attaque (11) recouvre l’ensemble des deux premiers et est maintenu par les deux vérins qui ont un déplacement longitudinaux ceux-ci sont fixés à l’intérieure des ailes (12). Principe de fonctionnement : le troisième bord d’attaque [Fig.2] (11) avance longitudinalement, axe ( x, x’) grâce aux vérins (10). Les deux parties mobiles (13) (14) Fig. 1 représentés par deux panneaux, l'un sur l’extrados et l’autre sur l'intrados s’abaissent dans leurs logements et sont verrouillées. Le déplacement de ces deux surfaces permet de modifier le profil pour le bon fonctionnement du dispositif. Le flux d'air est envoyé paries réacteurs et contrôlé par les turbines dissimulées dans les profils (3) . Cet air s’échappe par la fente présente dans le premier bord d’attaque et vient percuter les deux parties mobiles que représente le second bord d’attaque (4,5). Ces deux parties mobiles admettent un réglage angulaire, grâce à la rotation des deux cames qui permet le déplacement de l’axe (6) (x1, xi’) longitudinalement, celui-ci est maintenu en tension parles vérins poussoirs (7). Le dégagement du second bord d’attaque contre la paroi du troisième parla pièce (9) permet un débattement des parties(4,5) par un moteur électrique, ce qui laisse la possibilité d’orienter le flux de l’air qui percute les deux parties du bord d'attaque mobile.
Dans la deuxième version : Lambda :
Le dispositif est beaucoup plus simple dans sa conception [Fig. 13J. Le bord d'attaque de l'aile a été remplacé par un cylindre qui se fond dans le profil de l'aile (18) ; Ici l’orientation du flux de l’air ne peut être contrôlé mécaniquement, l’usinage des deux entailles présentent sur le flanc du cylindre détermine l'angle d'attaque par lequel le flux d’air sort du cylindre pour s’écouler sur l’extrados et l’intrados simultanément . Le cylindre est mobile en rotation sur l’axe (x) [Fig.14], doit sa rotation et sont verrouillage par une roue cranté (19) au contact à ses extrémités, axe (x1).
Principe de fonctionnement de l'autre dispositif hypersustentateur [Fig.12] en veille le cylindre obture la canalisation par laquelle le flux d’air passe [Fig.14] En phase active, dès que la rotation du cylindre a été effectuée [Fig.13], puis verrouillée dans la bonne position, le flux d’air provenant des réacteurs et de la turbine, s’échappe parles deux entailles orientées sur le profil de l’aile(18).
Dispositif de sécurité Air Plane Security ASD
Ce dispositif de sécurité avion transforme, le fuselage ou une partie du fuselage en module de secours en cas d’avarie [Fig.19;Fig.20;Fig. 21]. On distingue trois parties, qui sont le fuselage, les ailes, et la gouverne de profondeur [Fig. 19][Fig.20 ]
(20;21;22)Fig.21(23;24;25). Elfes peuvent se désolidarisés l’une de l’autre, chacune de ses parties regroupent des sous dispositifs qui assurent cette transition, identifié par une lettre de alphabet grec pour mieux l’ai repérer.
La première partie de cet assemblage se compose du module de secours celui-ci a un dispositif Sigma [Fig.20] (21) [Fig.21] (23) qui se constitué de deux ailerons opposés symétriquement de formes convexes symétriques. Ils ont la particularité de se fondre dans la masse des ailes de l’avion de la partie (2) [Fig.22] [Fig. 23], chaque aileron possède une gouverne assurant te contrôle du module de secours, non représenté ici. ils sont situés au niveau de l’emplanture*(terme employé pour visualiser le positionnement) des ailes.
Ce module de secours intègre un dispositif Alpha [Fig.24], il est caractérisé parla forme conique de son extrémité arrière, qui admet un assemblage mobile [Fig.25] composé pour chacun d’eux, [Fig.26;Fig.28] de deux demi-cercles [ Fig.27 ; Fig.29] ayant la même forme mais pas les mêmes dimensions. Sur lequel sont assemblés sur le flan légèrement excentré par rapport au centre du cône deux stabilisateurs munis de gouvernes, [Fig.25] positionnés de la sorte au niveau de la dérive. Cette caractéristique permet à ces stabilisateurs de se fondre dans la masse de la dérive lorsque le dispositif n’est pas sollicité.
Pour que l’assemblage conique et ses stabilisateurs puissent pivoter, ce fuselage admet un axe sur lequel, cet ensemble est positionné [Fig.24.Fig.32a] Les stabilisateurs pivotent en sens contraire l’une de l’autre grâce à un moteur électrique, ils admettent un débattement de 180°. Ce qui autorise diffèrent réglage.
Ces stabilisateurs font office de gouverne de profondeur relais, lorsque la gouverne de profondeur principale située à l’extrémité de la dérive, [Fig.30] ne s'y trouve plus, afin d'assurer la stabilité et le contrôle soit de l’avion ou du module de secours.
Pour que ces stabilisateurs puissent se fondre dans la dérive, celle-ci sont de forme biconvexes symétriques, [Fig.31], cette dérive admet un dispositif Béta [Fig.32c ] qui est dissimulé dans l'empennage verticale. Cet empennage admet deux panneaux en métaux moulés de la forme des stabilisateurs, ces panneaux ont la particularité de se déformer afin combler l’espace laissé lorsque les stabilisateurs sont sortis de leur emplacement [Fig.32c, Fig.33], dans le but de garantir un minimum de traîné.
Ce dispositif Bêta [Fig.32c] est basé sur l'une des caractéristiques du métal, sa déformation lorsqu'il est sollicité. Le dispositif contrôle cette déformation en transformant ces panneaux en des plans convexes. Ces deux panneaux que représentent ces empreintes répartis symétriquement de part et d'autre de la dérive, délimitée par une partie rigide en son centre, sont collés sur une membrane en caoutchouc rendu hermétique. Celle-ci est composé à l’intérieure de plusieurs parties ayant pour chacune d’elle une différence d’épaisseur séparé par une cloison, [ Fig.32c ] ce qui permet la déformation mécanique de ces panneaux des que l’on injecte de l’air l’intérieur de ces parois. A l’extrémité de cette dérive se trouve un plan horizontal à l’intérieure duquel se trouve un dispositif Tau [ Fig.34 ]. Celui-ci est composé de deux vérins munis de pinces à ses extrémités , lesquels coulissent dans deux cylindres jusqu'à la structure du drone (gouverne de profondeur) ou deux cylindres d’un diamètre légèrement plus grand permettent le passage de ce dispositif et dont le fond présente pour chacun d'eux un anneau sur lequel ces pinces viennent se verrouiller. Ces pinces permettent suivant la configuration choisi soit d’agripper et verrouillé ou libérer le drone (la gouverne de profondeur).
Dans le fuselage on trouve un dispositif Thêta [ Fig.35 , Fig.36] composé de quatre fans reparti de part et d’autre de celui-ci dissimulé l’intérieur d’un compartiment dédié, ce sont les moyens de propulsion de secours de ce module de secours.
Ce dispositif est composé de quatre bras creux de forme cylindrique [ Fig.37], ayant une base cylindrique, assemblé perpendiculairement au bras, sur le flan de cette base il y a un trou qui permet l'assemblage des éléments que compose ce dispositif. Cette base permet le passage d'un axe qui relie l'ensemble bras et fan à la structure du fuselage [Fig.35.Fig.36] Ces bras pivotent en rotation sur leurs axes respectifs (x) par l’intermédiaire de moteurs électriques présent dans leur base.
A l’intérieur de ces bras, aux extrémités, il y a un dispositif composé d'une couronne cranté celle-ci est monté sur un roulement, le tout est solidaires du bras [Fig.39] Aux extrémités de ceux ci viennent se positionner des fans [Fig.38] ayant la même base cylindrique mais possédant un axe d’un diamètre plus petit qui pénètre à l’intérieure de ce cylindre et dont l’extrémité a un filetage, ce qui permet l'assemblage des deux éléments. Autour de cette section, il y a trois moteurs électriques dissimulés dans la partie cylindrique ne laissant apparaître que les trois pignons [Fig.38], positionné de la sorte de façon à assurer la rotation du fan via la couronne cranté.
Dans chacun de ces fans deux axes s’entrecroisent, à leur jonction, il y a un moteur électrique [Fig.37] munis d’une hélice à plusieurs pales. Ces fans pivotent en rotation autour de l'axe grâces aux trois moteurs électriques présent dans la jonction du fan. Les quatre moteurs électriques sont alimentés en électricité par des batteries logées dans le fuselage. Ils représentent le moyen de propulsion de ce module de sauvetage
L’une des principales fonctions de ce dispositif Thêta est de ralentir la chute de ce module de secours, quand les fans sont positionnés à l'horizontal (ce sont des parachutes) en quelque sorte. On peut leur attribuer d’autres fonctions, ils peuvent aussi servir d'aérofrein quand les fans sont en position verticale. Ce module de secours comprend un dispositif Iota [Fig.41], (le train d atterrissage) caractérisé par sa forme lui permettant de se fondre dans allongement du fuselage lorsqu’il s’agit d’un avion, situé à l’avant et à l’arrière. Cette caractéristique lui permet de servir de trappe pour le train atterrissage principale en phase passive et de train d’atterrissage en phase active. Elles sont renforcé pour supporter le poids de module de secours leur déploiement lui permettent de se poser sur tout type de terrain, y compris ceux en dévers.
Ce dispositif se compose de six bras articulés réparties autour de ce module de secours. Chaque bras comportent quatre articulations et sont composés en quatre parties [Fig.43], leur déploiement se font par des vérins électriques, non représenté ici. La première partie est relie au caisson ou se trouve les trains d’atterrissages, ses deux bras métalliques ont une formes circulaires pour sortir l'ensemble du dispositif sans qu'il ne touche les parois extérieurs de la structure du module. Ils ont une rotation sur l'axe (x). Les parties deux et trois permettent le déploiement du dispositif en rotation sur leur l'axe respectif (X) l’extrémité de la dernière partie est relié à une trappe, qui dissimule l'ensemble du dispositif dans les caissons ou ils se trouvent. Ces trappes de trains sont caractérisées parleurs formes en biseaux de chacune d'elles à leurs extrémités, permettant de pénétrer dans le sol [Fig. 41] pour stabiliser le module lorsque celui-ci se pose verticalement.
Le rôle du dispositif Iota est d'amortir l'impact au sol mais aussi de garantir un plan horizontal à ce module de secours quelque soit le type de terrain rencontré.
La deuxième partie de cet assemblage sert de base d’accueil, elle se compose d’un berceau sur lequel la structures des ailes sont assemblées [Fig.20 Fig.21] et des moteurs de l’avions. Cet ensemble accueil le fuselage et ses ailerons (module de secours), grâce à son berceau et à la forme creuse situé à l’emplanture des ailes. Les parties (21) (23) et (22) (24) sont jointes entre elle par des boulons fusibles [Fig.17] et des crochets [Fig.16] qui sont répartis sur le berceau et aux extrémités les ailerons [Fig.44]. Principe de fonctionnement de la transformation du fuselage en module de secours, Cette transformation se déroule en plusieurs étapes. L’avion prend une assiette à piqué, la vitesse est un élément clé pour le bon déroulement de cette manœuvre. Pour des raisons sécurités il est évident que celle-ci doit se dérouler dans une zone, dépourvue de toute population dans la mesure du possible. Le dispositif Alpha [Fig.20 Fig.21] (Les stabilisateurs) présent dans la dérive sortent simultanément de leurs emplacements en pivotant, jusqu’à la position souhaité. Les crochets de sécurité qui maintenaient les partie et se déverrouillent laissant ainsi tout le poids de la structure que représente la deuxième parti sur les sections des boulons fusibles, une simple ressource effectué par le pilote ou par une intelligence artificiel permet de libérer le module de secours. Ainsi libérer de ce surplus de poids, les dispositifs Sigma et Alpha [Fig.44] confère à ce module une autonomie de vol tel un avion Rocket , (Exemple : X15...) comme ces derniers, leurs possibilités de manœuvre étant limité, l’atterrissage ce fait sur les pistes suffisamment longue pour résorber l’excédant de vitesse.
Les étapes intermédiaires quand à elle décrite ci-dessous, donnent aux pilotes ou à une intelligence artificiel, d’autres possibilités d’approche, en fonction de la situation rencontré.
En effet celles-ci proposent un atterrissage en toute sécurité, grâce à la combinaison de tous les systèmes présent abord, elles apportent des solutions, quand les configurations géographique ne le permet pas, soit parce que le terrain n’est pas propice pour un atterrissage long ou parce qu’il est en devers.
Chacune des trappes ou se trouve les moyens de propulsions électriques de ce module de sauvetage sont déverrouillés puis sont poussés mécaniquement par deux vérins en translation sur les cotés et se referme sur les bras dès qu’ils sont sortir assurant ainsi un minium de traîné ou se rabat vers le haut [ Fig.35] .
Le dispositif Thêta [ Fig.35 ] sort de son caisson en pivotant, les hélices présentes dans leurs fans tournent.
L’Orientation de ces derniers détermine la fonction de ceux-ci ;
En position vertical [Fig.35] les fans permettent à ce module de secours d’être tracté, à l’atterrissage on peut leur attribué la fonction d’aérofrein, en inversant le flux de l’air de ses hélices par rapport au déplacement du module de secours.
En position horizontal [Fig.41] [Fig.40] ils garantissent à ce module de secours un atterrissage vertical, ils font office de parachutes.
Le dispositif iota procure à ce module de secours un train d’atterrissage lui permettant, lorsque le module de sauvetage se pose verticalement d’absorbés l’impact au sol, grâce à ces articulations mais aussi d’assuré la stabilité de celui-ci sur n’importe qu’elle type de terrain y compris ceux en devers.
La troisième partie de cet assemblage (la gouverne de profondeur) [Fig.19](20)
[Fig.21](25) L’une des principales caractéristiques de celle ci résulte parla double fonction qu’elle occupe. Cette gouverne de profondeur joue son rôle dans le contrôle de l'avion mais permet en phase active soit d’aider à la localisation du module de secours, dans ce cas c’est un drone Tracker GPS ou lorsqu’il s’agit de mission de secours d’apporter une aide
supplémentaire de recherche. Ce drone est situé à l'extrémité de la dérive, maintenu par celle-ci, par un dispositif Tau [Fig.34] de pince. Cet aéronef, se compose d’une voilure, de gouverne plus petite qui se fonde dans celle employés par l’avion et d’un moteur lui attribuant sa propre autonomie. Au niveau de sa partie ventral on remarque deux orifices [Fig.43] qui permettent le passable du dispositif Tau à l’intérieur duquel se trouve des crochets lié à la structure de celui-ci.
Ce drone possède un dispositif Phi [Fig.21 Fig,47 Fig.48] lui permettant de s’arrimer à l’extrémité de la dérive, composée de huit trains d’atterrissages [Fig.49] (smart), trois opposés symétriquement et deux dans l’axe longitudinal de ce dernier chacun d’eux possèdent deux roues. Les trois trains d’atterrissages sont dépendants mécaniquement de leur jumeaux opposés, pour agripper. Ils sont composés d'une base cylindrique possédant à l’intérieure de celle-ci une couronne denté [Fig.53], d'un bras tubulaire assemblée à cette base [Fig,51J. Aux extrémités opposées une pièce de forme rectangulaire dans lequel se trouve un moteur électrique équipé d’un engrenage, est montée sur un axe qui le lie à celle- ci. A l’extrémité de cette pièce se trouve un trou qui admet le passage d’un axe. Sur cette axe est monté l’atterrisseur qui lui se composé en deux parties.
Un vérin qui possède à sa base, un engrenage [Fig.52] celle-ci s’assemble dans la partie rectangulaire. A l’extrémité de celui-ci, une partie cylindrique, qui admet une rotation à 360 grâce à un moteur électrique et son système de roue denté et de pignon à l’intérieure de celui-ci. Sur cette partie cylindn'que est monté perpendiculairement, un moyeu sur lequel se trouvent deux roues électriques. Principe du largage et de « l’appontage de ce drone ».
Le dispositif s’assurant la stabilité du fuselage est sollicité. [Fig.21]. Lors du largage de cet aéronef, les stabilisateurs sortent de leurs emplacements en pivotant, puis se positionnent assurant la stabilité du module de secours ou de l’avion, le dispositif Tau qui maintien ce drone se déverrouille [Fig.34], à ce moment précis le drone effectue à l’aide de ces gouvernes une manœuvre d’assiette à cabrer, pour l’éloigner du module de secours.Lors de « l’appontage » la manœuvre se déroule en deux phases.
Première phase, le drone se positionne à la verticale de la dérive, les deux trains [Fig.49] situé dans l'axe longitudinale ont la fonction d’amortir les chocs dû aux mouvements verticaux, lié aux turbulences. Les six trains smart opposés symétriquement, ont le rôle de centrer transversalement le drone, [Fi g.49] les pneus amortissent les chocs éventuels. Les bras articulés pivotent sur leur axe jusqu’à atteindre les parties verticale de la dérive, lorsque les six trains d'atterrissages sont tous au contact avec celles-ci, les bras effectue une pression un peu plus forte, pour se maintenir arrimer à l’empennage. Dès que le drone c’est stabilisé par rapport à dérive, la deuxième phase commence.
Deuxième phases , les roues électriques rentre en activités et permettent au millimètre près de positionner ce drone à l’emplacement prévu pour que le dispositif Tau [Fig. 54] de verrouillage présent dans la dérive prenne le relais. Il sort de sont logement et vient se verrouillé à l’intérieure du drone aux emplacements prévu pour l’arrimage. Les roues opposées symétriquement pivotent sur elles-mêmes verticalement tout en maintenant la pression qu’elles exerçaient sur les flans de la dérive. Celles-ci participent aux déplacements du drone vers le bas, tandis les trains se trouvant dans l’axe longitudinal toujours au contact de la dérive pivotent au fur et à mesure pour rentrer dans leurs caissons, dès que la profondeur est devenue solidaire de l’ensemble de la dérive, les trains rentrent dans leur emplacement, ainsi que les stabilisateurs ( gouvernes de profondeur relais.)
Un dispositif Gamma de contrepoids se situe dans la soute du module de secours et dans le Glx5 non représenté composé de deux axes solidaires du fuselage sur lequel un contre poids coulisse latéralement selon le besoin. Il permet de faire varier le centrage du module de secours, lors de la transition entre les différents états.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif situé au niveau d'un réacteur ou d'un moteur d’aérodyne [fig.7] [Fig. 10], le dit dispositif pouvant générer un flux d’air à partir d'orifices d'aspiration [Fig.2] (2), et d’un réacteur ou d’un moteur, le dit flux d’air étant dirigé par des canalisations et contrôlé par une turbine (3) située dans le profil d’une aile, le dit dispositif comprenant une chambre qui entoure le réacteur d’un avion (fig.8 : 15), des ailettes mobiles en amont des inverseurs de poussée du réacteur d’avion et des ailettes [fig.9] (Fig.10 :16) en aval, y les dites ailettes étant conçues de telle façon que leur mouvement permet d’orienter le flux d’air généré par le moteur ou le réacteur de la chambre (15) jusqu’à un dispositif hypersustentateur situé au niveau des ailes.
2. Dispositif hypersustentateur caractérisé en ce qu’il comprend un dispositif selon la revendication 1,
- Des panneaux (13, 14) mus par un moteur électrique dont au moins un panneau, se situe sur l'extrados et l'autre sur l’intrados d’un profil d'aile, et qui admettent un débattement,
- Trois bords d’attaque qui se suivent dans le profil de chaque aile [Fig.1] ou un cylindre dans le profil de chaque aile (Fig.2 : 3, ou Fig. 14).
3. Dispositif hypersustentateur selon la revendication 2 dans lequel les panneaux (Fig. 1 ou Fig. 2 : 13, 14) sont mobiles et comprennent, à leur extrémité arrière une liaison pivot, et à leur extrémité avant, deux doigts possédant une roue dentée, les dits panneaux étant eux-mêmes dentés et intégrés dans des rainures dentées [Fig.1] du profil et dans lequel les moteurs électriques sont situés de part et d’autre des dits panneaux et sont munis de roues dentés, assurant la mobilité des dits panneaux.
4. Dispositif hypersustentateur selon l’une quelconque des revendications 2 à 3 dans lequel le premier bord d’attaque est fixe et partie intégrante de l’aile, et comprend un tube dont les extrémités sont obturées et comprennent une fente (1) sur le flanc permettant le passage d'un flux d’air [Fig.1] à l’intérieur du bord d’attaque, une canalisation relie ce tube à une turbine,
le second bord d’attaque comprend deux parties mobiles [Fig. 1] (4, 5) jointes selon un axe (Fig.1 : 6, ou fig 4 : y1) sur lequel deux vérins poussoirs (Fig. 5 :7) situés à chaque bout d’un (Fig.5 : 8 ou y ), admettent un débattement longitudinal ce qui rend I’ assemblage solidaire de l’axe (8), cet axe (8) est constitué de cmme(s) (Fig.5 :9), la rotation de celui-ci (8) permet la rotation des deux parties mobiles (Fig.1 : 4, 5), ce qui autorise différents réglages angulaires, l’ensemble (Fig1 : 4,5, Fig.5 : 7, 8,9) est maintenu par un vérin (Fig 5 : 10) situé de chaque côté de l'axe,
le troisième bord d’attaque (Fig.2 :11) recouvre l’ensemble des deux premiers bords d’attaque et est maintenu par deux vérins ayant un déplacement longitudinal et qui sont fixés à l’intérieur des ailes (Fig. 3 :12).
5. Dispositif hypersustentateur selon la revendication 2 en ce qui concerne la deuxième version le bord d'attaque un usinage de deux entailles sur le flanc du cylindre détermine l'angle par lequel le flux d’air sort de celui-ci pour s’écouler sur l’extrados et l’intrados simultanément.
6. Dispositif hypersustentateur selon la revendication 5 dans lequel le cylindre est mobile et en rotation sur un axe (x) (Fig.14 : x), la rotation et le verrouillage étant assurés par des roues dentées (19) au contact à des extrémités (axe x 1).
I. Aérodyne comprenant un dispositif hypersustentateur selon l’une quelconque des revendications précédentes.
B. Dispositif de sécurité d’un avion [Airplane Security Device (ASD)], comprenant au moins trois parties dont un fuselage muni de deux ailerons, des stabilisateurs et quatre moteurs (dispositif thêta). (Fig. 44),
9.. Dispositif de sécurité d'un avion selon la revendication 8 dans lequel le fuselage muni de ces ailerons et de ces stabilisateur peuvent se désolidariser, respectivement des deux ailes et d’une gouverne de profondeur [Fig. 19 [Fig. 20, profondeur:25] [Fig.21 :23]
10. Aileron de forme convexe symétrique pouvant s’intégrer dans la masse d’une aile d’un avion ou d’un planeur [Fig21] : (24) fig.19 : selon la Fig.22; ou la Fig.23].
II. Aile d’avion ou de planeur comprenant un aileron selon la revendication 10 et une pièce de fixation du dit aileron.
12. Berceau d’avion sur lequel la structure des ailes est montée, caractérisé par une forme biconvexe de la partie creuse située à l'emplanture des ailes accueillant les ailerons d’un module de secours.
13. Dispositif stabilisateur (Fig.47 ou Fig. 48) situé à l’extrémité arrière du fuselage caracténsé par sa forme conique et son axe lui permettant accueillir des stabiliteurs mobiles ayant la même base, comprenant deux ailerons opposés symétriquement munis de gouvernes, excentrés par rapport au centre du cône, positionné de la sorte au niveau de la dérive, ce qui lui permet de s’intégrer dans l'empennage vertical, pour diminuer la traînée.
14. Dispositif [Fig.35] [Fig.40] permettant le passage d'un axe qui relie un ensemble bras et fan à une structure de fuselage [Fig.37], les dits bras pouvant pivoter sur un axe (x) par l’intermédiaire de moteurs électriques non représentés, le dispositif pouvant comprendre ou comprenant :
- quatre fans logés à l’intérieur d’un compartiment chaque fan étant composé d’un bras creux de forme cylindrique, assemblé perpendiculairement au bras,
- une base cylindrique comprenant sur le flanc, au moins un trou qui permet l'assemblage des éléments que compose ce dispositif [Fig.39]
15. Un aérodyne comprenant l’un quelconque des dispositifs revendiqués ci dessus ou une combinaison de ces dispositifs.
16._Dispositif selon la revendication 8 la troisième partie de cet assemblage (la gouverne de profondeur) [ Fig.19](20 ) [Fig.21](25) L’une des principales caractéristiques de celle ci résulte paria double fonction qu’elle occupe. Cette gouverne de profondeur est un module de secours en phase active.et à un dispositif de train d’atterrissage articulé lui offrant de multiples possibilités.
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