FR 2547272 A1 19841214 FR 8408757 A 19840605 2547272 ' Le besoin de soulever verticalement des charges lourdes ou volumineuses et de les transporter sur de longues distances a largement dépassé les dispositifs habituels avec lesquels on peut soulever ces charges du sol, les placer sur des véhicules et les acheminer vers de nouveaux sites Ceci est particulièrement vrai quand le manque de routes rend ces opérations très difficiles et très conteuses, par 10 exemple, quand il s'agit d'évacuer des arbres depuis des fortts pour les amener à un site de tronçonnage ou à une scierie, D'autres utilisations importantes concernent le transport de charges entre des navires et le rivage, le déplacement vers des endroits déterminésde grandes structures telles que des segments de ponts et le transport de 15 maisons et autres bâtiments fabriqués en usine. Avant de décrire l'invention plus en détail, il est utile de définir les tentes spéciaux d'aéronautique utilisés ici: Aéronef Toute machine ou structure supportant des charges et destinée au vol ou à la navigation dans l'air, se maintenant dans l'air 20 par sa propre force ascensionnelle ou par une action aérodynamique de l'air contre ses surfaces Les avions, les hélicoptères, les ballons et les dirigeables sont tous des aéronefs. Dirigeable Aéronef plus léger que l'air comportant un système de propulsion et des moyens pour contr 8 ler la direction du mouvemento Ballon Sac non poreux, en un matériau résistant et léger reapli d'air chaud ou un gaz plus léger que l'air de manière à s'élever et à flotter dans l'atmosphère; il s'agit d'un aérostat sans système de propulsion. Changement de pas collectif Changement d'angle de pale imposé à toutes les pales simultanément et en quantité égales utilisé 30 habituellement pour obtenir une modification de poussée du rotor. Changement de pas cyclique Changement de l'angle d'incidence de la pale qui varie une fois par tour et est utilisé pour faire basculer le vecteur de poussée du rotor ou produire des couples au niveau du moyeu du rotor. Hélicoptère Forme d'aéronef dont le support dans l'air n'est dérivé que de la réaction d'un courant d'air refoulé vers le bas par un ou plusieurs rotors de sustentation tournant autour d'un axe vertical. Rotor d'hélicoptre Rotor fonctionnant alors que son axe de rotation est dans une attitude proche de la verticale, conçu pour produire une poussée ascensionnelle, et lorsqu'il est incliné, à la fois une poussée ascensionnelle et une force propulsive. Aéronef hybride Aéronef constitué à partir de composants principaux provenant d'aéronefs plus légers que l'air et plus lourds que l'air. Hélice Forme de rotor prévue essentiellement pour fournir la propulsion de l'aéronef, par opposition à la force ascensionnelle; son axe de rotation est noemalement parallèle à l'axe longitudinal de l'aéronef. Rotor propulseur Forme spécifique d'un rotor utilisé sur les aéronefs L 1 PAV (voir ci-dessous) et destiné à fournir à la fois la force ascensionnelle et la propulsion pendant un vol vertical à faible vitesses et surtout la propulsion pendant un vol à plus grande vitesse, cette modification étant obtenue en faisant basculer l Vaxe du rotor entre une orientatin verticale et une orientation horizontaleo Rotor Système de surfaces portantes ou d'ailes rotatives, prévu pour fournir la poussée ou la portance. ADAV Décollage et atterrissage verticauxo Aé'ronef pus lée l N lair Aéronef supporté par sa propre portance, tel qu'un ballon ou un dirigeable. Aéronef plus lourd que l'air Aéronef supporté par une action aérodynamique agissant contre ses surfaces, tel qu'un hélicoptère, un avion entra Iné par hélice ou par un moteur à réaction, ou un avion ADAV. Références de la technique antérieure 1 Brevet US 3 856 236 au nom de Doolittle, "Aerocrane" (aérogrue). 2 Brevet US 3 976 265 au nom de Doolittle, "Aerocranee" (aérogrue). 3 Rapport présenté au 30 ème Annual National Forum of the American 35 Helicopter Society, 1974 "Hybrid Aircraft For Heavy Lift de John Nichols, D B Doolittle. Dans la plupart des des aéronefs hybrides proposés jusqu'ici, on utilise à la fois une force dynamique négative et positive; la force due à la portance supporte une partie du poids de la charge payante, et 5 la portance dynamique supporte la partie restante Quand on fonctionne sans charge payante, on utilise la portance dynamique négative pour maintenir l'aéronef qui est par trop léger en position Ainsi, on dispose d'un contr 8 le quand on charge ou décharge l'aéronef, et on élimine la nécessité de transporter du ballast et un gaz ascensionnel 10 pour contr 6 ler la hauteur dans le sens vertical Ceci constitue un perfectionnement très important pour l'utilisation opérationnelle d'aéronefs A moins qu'il soit possible de faire complètement basculer le vecteur de force dynamique sur 90 de la verticale à l'horizontale, ou 15 à moins que l'on puisse disposer d'un générateur de force horizontal séparé, il n'est pas possible d'accélérer l'aéronef pour le faire passer à un vol en translation à altitude constante lorsque l'aéronef flotte à l'état d'équilibre Les rotors d'hélicoptères qui fonctionnent selon des angles de basculement relativement faibles posent un problème 20 de ce genre avec les aéronefs hybrides quand ils flottent à l'état d'équilibre; c'est pourquoi on a incorporé des moyens indépendants pour obtenir la poussée horizontale Par exemple, on a proposé d'utiliser des hélices habituelles montées dans ce but sur la queue de chaque hélicoptère. La page 2 (figures 1 et 2) de la référence 3 de la technique antérieure illustre le principe (hypothétique) d'un ballon utilisé en liaison avec un hélicoptère habituel à des fins de levage Les auteurs de la référence 3 concluent: " il serait évidemment peu pratique d'utiliser un ballon en liaison avec un hélicoptère séparé, reliés par 30 un câble Il suffit de se demander comment le système réagirait si le ballon était percé et s'affaissait sur le rotor en rotation" Les auteurs continuent en disant: " naturellement, les éléments séparés doivent être intégrés en un unique véhicule hybride" Cette référence abandonne clairement le concept d'unités séparées, les auteurs envisageant par contre une unité combinée telle que celle montrée à la 2547272 ' figure 3 de la référence 3, pour atteindre leur but Par contre, la présente invention s'appuie sur le concept d'unités séparées et interconnectées, qui avait été rejeté par les auteurs de cette référence. L'invention envisage donc une approche totalement différente de celle considérée pour tous les aéronefs hybrides proposés jusqu'ici; elle est basée sur l'élimination de la commande directe du composant plus léger que l'air On obtient ce résultat en subdivisant l'unité hybride en des composants primaires séparés, les plus importants étant 10 un composant (supérieur) plus léger que l'air et un composant (inférieur) plus lourd que l'air (avion ou hélicoptère) du type à décollage et à atterrissage verticaux (ADAV) qui est capable de produire d'importantes forces verticales pendant un vol vertical et stationnaire, et qui peut faire basculer ces forces en vue d'un mouvement en translation dans une direction quelconque Ces composants forment donc un type entièrement nouveau d'aéronef hybride fonctionnant en tant que système aérien de soulèvement de charges En séparant ces deux composants physiquement et en les reliant par un élément tendeur flexible d'une certaine longueur tel qu'un câble, on élimine la 20 nécessité de manoeuvres ou de commandes précises de la position du composant plus léger que l'air La commande de position et les manoeuvres précises ne sont appliquées qu'à l'élément ADAV et à la charge payante On a choisi d'appeler ce principe Concept de l'Aéronef à Câble de Levage (Lifting Line Aircraft Concept), avec pour sigle 25 Li LAC Si la longueur du cable convient, le composant plus léger que l'air flotte librement et à une hauteur notable au-dessus du composant ADAV, chaque composant fournissant une partie de la force de sustentation totale pendant tous les modes de vol, du vol stationnaire au vol de croisière La commande est appliquée au composant ADAV pour 30 obtenir une position précise de ce composant et de la charge payante. L'influence du composant plus léger que l'air sur le composant ADAV, produite par exemple par des vents, est sensiblement plus faible, en particulier si le cable est fixé au composant ADAV par des moyens limitant les couples imposés au composant ADAV par la traction de l'élément de tension flexible Si le composant plus léger que l'air est 2547272 ' de forme aérodynamique et comprend des ailerons de queue stabilisateurs (dirigeable), il tournera librement comme une girouette par rapport à un vent relatif de direction quelconque et pendant tous les modes de vol, réduisant au minimum la tension appliquée au câble En fait, le 5 composant plus léger que l'air volera à la manière d'un cerf-volant au- dessus du composant ADAV Grâce à ce système, on peut éliminer le transport de ballast ainsi que l'éjection de gaz de sustentation (hélium) du fait qu'une force verticale contrôlable permettant de monter et de descendre est fournie par le composant ADAV Ceci 10 constitue un but essentiel de l'invention. Un autre but de l'invention est donc de fixer le composant ADAV aux câbles (aéronef plus léger que l'air et charge payante) de manière à faciliter le basculement de la force de poussée du composant ADAV par rapport au câble en limitant la possibilité pour les câbles d'appliquer 15 des couples au composant ADAV au moyen de dispositifs de fixation créés dans ce but. On utilise le basculement du vecteur de poussée pour les commandes et le mouvement en translation On utilise une force de translation soutenue pour déplacer le composant plus léger que l'air de même que le 20 composant ADAV Selon la configuration du composant ADAV et en fonction du procédé retenu pour le fixer au cable, le basculement peut 9 tre ou non limité angulairement On peut obtenir le contrôle de l'angle de basculement du composant ADAV au moyen de l'un quelconque de nombreux moyens bien connus tels que par des surfaces de commande habituelles, 25 disposées dans le souffle d'air provenant du générateur de poussée, par application de changements de pas cycliques des pales à des rotors et à des hélices, en faisant basculer corporellement le générateur de poussée lui-m 9 me par rapport à la cellule du composant ADAV, ou en faisant basculer l'ensemble du composant ADAV par rapport au câble au 30 moyen d'un dispositif d'entratnement mécanique tel qu'un système d'engrenages entraîné par un moteur. Un autre but de l'invention est d'utiliser le composant ADAV pour obtenir à la fois et de fagon efficace la force ascensionnelle verticale et la poussée vers l'avant La force ascensionnelle verticale 35 s'ajoute à la force ascensionnelle du composant plus léger que l'air; on peut faire en sorte que cette subdivision de la poussée ascensionnelle satisfasse toutes les conditions désirées pour le fonctionnement Selon l'une de ces subdivisions, le composant plus léger que l'air ne supporte que le poids du composant ADAV qui transporte le carburant et l'équipage, la charge payante étant soulevée par le composant ADAV Ainsi, quand le composant ADAV 7 ne fonctionne pas, la charge payante maintient le système attaché au sol Quand on retire la charge utile, l'ensemble de l'aéronef hybride devient léger, ce qui lui permet de flotter à une certaine altitude en étant retenu 10 par un câble d'attache Ceci constitue une caractéristique de sécurité souhaitable du fait que le délestage de la charge payante en cas de danger, comme dans le cas d'une panne de moteur, permet à l'aéronef de rester dans l'air uniquement du fait de sa force ascensionnelleo Un but additionnel de l'invention est de permettre de remplacer 15 facilement et rapidement un type plus lourd que l'air par un autre différent tel qu'un avion ou un hélicoptère, tout en conservant le mime composant plus léger que l'air Ceci permet d'utiliser l'aéronef hybride plus facilement et pour des applications diverses Parmi des exemples de ces utilisations, on notera des trajets courts, des 20 levages d'éléments lourds (opérations du type hélicoptère); des transports de marchandises et de passagers sur des distances plus longues et à des vitesses plus élevées par aéronefs ADAV (opérations du type avion); des opérations sur longues distances exigeant une grande endurance telles que des patrouilles en mer par la Marine et les 25 Gardes-C Stes Le système de base à câble (câble de levage) permet un échange facile de ces composants plus lourds que l'air, qui peuvent être des composants du type avion ADAV ou hélicoptère Inversement, le système se prête au remplacement d'une composant plus léger que l'air par un autre de dimensions même différentes si on le désire, ce qui 30 permet de disposer d'un système très souple répondant à des besoins divers. Un autre but de l'invention est d'utiliser divers agencements du câble de levage s'adaptant à divers types de composants tels que des avions ADAV ou des configurations diverses du type hélicoptère montés 35 sur le système de câbles Les avions ADAV peuvent utiliser l'un 2547272 ' quelconque des concepts de propulsion connus allant de ceux utilisant des rotors à hélice jusqu'à ceux utilisant une pure poussée par réaction Pour des raisons de rendement, on préfère les types à rotor propulseur, ceuxci pouvant présenter une configuration à rotors propulseurs multiples ou uniques utilisant des ailes basculantes ou non basculantes Les systèmes à hélicoptère peuvent utiliser des rotors entraînés mécaniquement ou par des dispositifs en pointe des pales Les rotors entraînés mécaniquement peuvent être du type à rotor principal unique ou multiple (par exemple latéraux jumelés, en tandem, etc). 10 Un autre but de l'invention est d'utiliser le câble de levage comme base pour fixer un unique rotor d'hélicoptère sans couple et entraîné par des dispositifs en pointe des pales, en faisant passer effectivement le câble par le moyeu de manière que le rotor tourne en fait autour du câble, ce dernier n'appliquant qu'un couple de basculement réduit ou de quantité choisie au moyeu du rotor Le procédé de fixation du moyeu du rotor au câble permet de faire basculer fortement le plan du rotor par rapport au câble, l'objectif étant d'accepter l'inclinaison vers l'arrière du câble sans interférence physique quand le rotor tire le composant plus lourd que l'air, tout en 20 obtenant toujours un basculement approprié du rotor vers l'avant, nécessaire au vol en avant de l'aéronef L'approche consistant à utiliser un unique rotor entraîné par la pointe de ses pales est particulièrement prometteuse quand il s'agit de rotors de grand diamètre et à faible charge du cercle balayé par l'hélice, car il 25 permet de produire une force de poussée verticale avec une puissance relativement faible et d'éliminer les engrenages d'entraînement du rotor et les dispositifs anti- couple Le câble plus le composant plus léger que l'air permettent de disposer le rotor suffisamment loin au-dessus des obstacles au sol, en dépit de l'inclinaison considérable 30 que l'on peut attendre des pales, pour permettre le départ et l'arrêt sans problèmes Quand on désire éliminer des charges et des contraintes faisant ployer l'embase de la pale et réduire le poids de la pale du rotor, le concept du câble de levage permet d'utiliser des pales à articulation horizontale ou fixées de façon flexible (pales battantes) 35 sans qu'on ait besoin de butées d'inclinaison Quand elles ne tournent pas, les pales pendent le long du câble et sont maintenues au-dessus d'éventuels obstacles. Un autre but de l'invention est d'utiliser le câble pour faciliter la stabilisation de l'attitude du composant plus lourd que l'air En 5 raison de la tension du câble et de la stabilité relative du composant plus léger que l'air, qui change lentement de position, le câble fournit une bonne référence vis-à-vis de toute déviation de basculement du composant plus lourd que l'air Cette information, transmise au système de commande du composant plus lourd que l'air, peut être utilisée pour faciliter la stabilisation de l'attitude de ce composant. La commande du composant plus lourd que l'air et du composant plus léger que l'air est de préférence surtout du type électrique, que l'on appelle habituellement "vol par fil conducteur" ("fly-by-wire") Ceci permet de disposer facilement le pilote dans une position quelconque: 15 dans le composant plus léger que l'air, dans le composant plus lourd que l'air ou dans la nacelle de la charge payante Le vol par fil conducteur permet d'utiliser plus facilement l'attitude du câble en vue de la stabilisation, et fonctionne également bien avec des calculateurs électroniques que l'on peut utiliser pour la commande de l'aéronef et 20 les systèmes de stabilisation. Un autre but de l'invention est d'utiliser le câble de levage comme moyen pour fixer plusieurs composants plus lourds que l'air en tandem les uns au-dessus des autres et au-dessous du composant plus léger que l'air Ceci permet de démultiplier la capacité de levage totale sans avoir besoin de mettre au point de nouveaux composants plus lourds que l'air plus importants ou un nouve composant plus léger que l'air Ce fonctionnement en tandem d'unités multiples est semblable à l'utilisation de locomotives de chemins de fer en tandem qui tirent des trains de grande longueur et lourdement charges Les divers composants 30 plus lourds que l'air peuvent être identiques ou différents (par exemples des avions du type ADAV et des hélicoptères) si on désire obtenir des capacités spécifiques de fonctionnement Dans cet agencement à composants plus lourds que l'air multiples, le composant plus léger que l'air n'a besoin de soulever que le premier composant 35 ADAV qui, après le départ, soulève le composant plus lourd que l'air suivant Ce processus se répète jusqu'à ce que tous les composants fonctionnent, Naturellement, on peut également utiliser plusieurs composants plus légers que l'air en tandem et fixés à un câble de levage s'étendant au-dessus du premier composant plus léger que l Vair en vue d'augmenter la portance totale du composant plus léger que l'air Il faut que la résistance du câble de levage convienne et résiste à cette traction plus forte. Un autre but de l'invention est de créer un moyen commode permettant d'incorporer des ailes d'avion de type habituel en tant que 10 dispositifs de levage pour améliorer le rendement du vol vers l'avant. Ces ailes, comportant des surfaces aérodynamiques de stabilisation necessaires, sont fixées au câble au-dessous du composant plus lourd que l'air et sont conçues pour supporter une partie ou la totalité de la charge payante pendant le vol horizontal On peut utiliser une aile 15 unique ou des ailes multiples en tandem, les unes au-dessus des autreso Le carburant destiné au composant plus lourd que l'air peut gtre transporté dans les aileso Quand on utilise des ailes séparées qui ne basculent pas avec le composant plus lourd que l'air quand il y a passage d'un vol vertical vers un vol horizontal, on peut concevoir un 20 composant plus lourd que l'air ayant une surface d'aile minimale, juste suffisante pour constituer la structure de poutre nécessaire au composant plus lourd que l'air, réduisant ainsi au minimum les problèmes aérodynamiques de l'aile pendant le vol de transition Ces problèmes sont fondamentaux pour la conception d'avions à hélice et à 25 ailes basculantes et obligent à utiliser des rotors à hélice de petit diamètre au lieu de rotors de plus grand diamètre que l'on préférerait. De plus, en disposant les ailes au-dessus du composant plus lourd que l'air, elles ne se trouvent pas sur le passage des filets d'air déviés vers le bas et provoqués par le rotor de l'hélice, situation qui est 30 désavantageuse quand les ailes restent horizontales et ne basculent pas Un autre avantage obtenu avec des ailes séparées du composant plus lourd que l'air est leur liberté d'inclinaison pendant des virages en vol avant en vue d'obtenir de meilleures performances de virage pour des aéronefs hybrides Généralement, le système de montage des 35 composants plus lourds que l'air et complètement basculants sur le câble de levage limitent leur capacité à virer sur l'aile et ils doivent avoir recours à la rotation du vecteur de poussée et de propulsion pour faire tourner l'aéronef hybride en liaison avec les gouvernes du composant plus léger que l'air et les générateurs de forces latérales montés sur ce dernier. Un autre but de l'invention est de créer de la souplesse en ce qui concerne l'eumplacement o peut ître placé l'équipage ou la charge payante pour des ensembles constitués par l aéronef total, ce dernier comportant le composant plus léger que l'air, le composant plus lourd 10 que l'air et la nacelle de l'unité constituant la charge utile suspendue au cable L'équipage peut être placé dans l'un de celux-ci, de môme que dans une nacelle spéciale en un endroit quelconque le long du câble de levage Si cela est nécessaire en cas d'urgence, on peut larguer la charge payante, ce qui permet à l aé-onef de rester en l'air 15 en utilisant uniquement sa force ascensionnelle quand l'équipage est logé dans la nacelle de la charge payante, sa visibilité est meilleure pour la manoeuvre de la nacelle ou de la charge payante vers une position désirées Quand l'équipage se trouve dans les unitiés supérieures, il peut avoir besoln d'un système de télévision pour 20 réaliser ces manoeuvreso quand l'équipage se trouve dans le composant plus léger que 'lair, la nacelle de la charge payante ou une nacelle spéciale, ceci permet d'obtenir un déplacement tranquille, plus régulier et avec un minimum de vibrations La charge payante peut Utre supportée directement par le composant plus lourd que l'air lui-meme, 25 ce qui élimine la nacelle séparée, mais ceci pourrait compromettre la configuration et la liberté de choix des concepts de ce composant plus lourd que l'air (par exemple l'utilisation d'un avion à basculement total) Une considération additionnelle concernant une meilleure sécurité en cas de danger et quand l'équipage et les passagers sont 30 dans la nacelle constituant la charge payante, est l'incorporation d'un parachute à cette nacelle Quand la nacelle est correctement conçue, le degré de sécurité pour les occupants peut être élevé en cas d'atterrissage en parachute, après largage de la charge payante externe. Un autre but de l'invention est d'éliminer la nécessité d'un hangar ou d'un mât d'amarrage ou encore de tout autre amarrage direct du composant plus léger que l'air au niveau du sol, sauf dans des occasions spéciales telles que la révision de ce composant Dans cet aéronef hybride, on n'ajoute pas de poids, ou seulement un faible poids, au composant plus léger que l'air en dehors de celui nécessaire pour fixer le câble, manoeuvrer les commandes et maintenir la pression dans le sac contenant le gaz Ainsi, la poussée ascensionnelle du composant plus léger que l'air est proche du maximum possible pour maintenir constamment le câble supérieur sous tension, ce qui a pour 10 résultat que l'angle formé par le câble avec la verticale est aussi faible que possible quand les vents sont violents, et l'altitude la plus haute pour une longueur de câble donnée En outre, la fixation du câble convient à l'attache au sol en cas de vent du fait qu'il doit être conçu pour tirer le composant plus léger que l'air dans l'air en 15 un emplacement élevé pendant un vol de croisière. Un autre but de l'invention est de permettre le fonctionnement de l'aéronef hybride dans des zones trop étroites pour permettre l'atterrissage du composant plus lourd que l'air ou du composant plus léger que l'air Du fait que-ces composants sont situés bien au-dessus 20 du composant constituant la charge payante sur le câble de levage, ils ne gênent pas les manoeuvres pour parvenir dans des régions dégagées et relativement étroites, ou s'en retirer. Un autre but de l'invention est d'utiliser le composant plus léger que l'air comme grue aérienne quand il faut réaliser des travaux d'entretien ou de réparation sur le composant plus lourd que l'air ou sur la nacelle constituant la charge utile Le système à câble de levage permet l'abaissement et la rotation des composants plus légers que l'air et de la charge payante de façon à rendre de nombreuses parties de ceux-ci accessibles au personnel au sol à une hauteur allant 30 de la ceinture aux épaules L'entretien, la rénovation, le remplacement de composants ou de l'ensemble du véhicule plus lourd que l'air peuvent être facilement réalisés en campagne dans des conditions relativement sévères. Les caractéristiques de l'invention et ses avantages techniques 35 ressortiront de la description qui suit de modes de réalisation, ainsi que des revendications et des dessins annexés. La figure 1 est une élévation latérale quelque peu schématique de l'aéronef hybride en vol mode vertical utilisant un composant plus lourd que l'air du type hélicoptère entraîné par des dispositifs en pointe des pales. La figure 2 est une vue en coupe du câble, selon la ligne 2-2 de la figure 1. La figure 3 est une vue partielle du rotor d'hélicoptère entraîné par des dispositifs à la pointe des pales et montré à la figure 1 sans 10 les détails du moyeu. La figure 4 est une vue en coupe partielle du rotor d'hélicoptère, selon la ligne 4-4 de la figure 3. La figure 5 est une vue en élévation latérale quelque peu schématisée de la région du moyeu du rotor d'hélicoptère entraîné par 15 des dispositifs à la pointe des pales, selon la figure 1. La figure 6 est une vue semblable à la figure 1 montrant l'aéronef hybride en vol vers l'avant et portant une charge payante. La figure 7 est une vue semblable aux figures 1 et 6 montrant l'aéronef hybride en vol vers l'avant et sans charge payante. La figure 8 est une vue en élévation latérale d'un hélicoptère à entraînement mécanique utilisé dans l'aéronef hybride. La figure 9 est une vue en coupe du système à piste courbe et à rouleau prévu pour placer l'axe de basculement de l'hélicoptère en un emplacement vertical choisi dans l'hélicoptère, selon la ligne 9-9 de 25 la figure 8. La figure 10 est une vue en élévation schématique de l'élément d'hélicoptère entraîné par des dispositifs à la pointe des pales, dont les pales du rotor sont articulées, et montrant un élément d'hélicoptère monté sur le câble de levage. La figure 11 est une vue en élévation latérale schématique de l'élément d'hélicoptère entraîné par des dispositifs à la pointe des pales, comprenant des pales fixées au moyeu par des attaches souples en forme de câbles. La figure 12 est une vue schématique en plan de l'une des pales du 35 rotor de l'élément d'hélicoptère de la figure 11. La figure 13 est une élévation latérale schématique de l'aéronef hybride à multiples éléments d'hélicoptères montés en tandem sur le câble de levage. La figure 14 est une vue en perspective de l'aéronef hybride comportant un unique élément d'avion ADAV basculant à rotor propulseur monté sur le câble de levage. La figure 15 est une élévation latérale de l'élément d'avion ADAV de la figure 14, montrant la déflexion du câble et l'attitude de l'élément d'avion an vol translationnel à faible vitesse. La figure 16 est vue par l'arrière de l'élément d'avion et du système de câble de la figure 15. La figure 17 est une vue en perspective d'un élément d'avion ADAV basculant et à deux rotors, monté sur le câble de levage, montrant l'élément d'avion en vol en mode vertical. La figure 18 est une vue par l'avant de l'aéronef hybride en vol translationnel utilisant la combinaison d'un élément d'hélicoptère et d'un seul élément d'avion ADAV muni d'un rotor propulseur monté en tandem sur le câble de levage La figure 19 est une élévation latérale de l'ensemble de l'aéronef 20 hybride de la figure 18. Le mode de réalisation préféré de l'invention dépend de l'utilisation prévue pour l'aéronef hybride, comme cela ressortira clairement des diverses formes d'exécution de l'invention Quand l'aéronef doit être utilisé essentiellement pour de faibles courses et 25 transporter des charges lourdes, le mode de réalisation préféré est représenté à la figure 1 et consiste en trois composants principaux, un composant plus léger que l'air et de forme aérodynamique 1, un élément d'hélicoptère 2 et une commande comprenant une structure telle qu'une nacelle 3 d'une charge payante Ces éléments sont reliés les uns aux 30 autres par un câble supérieur 6 et par un câble inférieur 7 La charge payante 4 est supportée par une nacelle 3 par l'intermédiaire d'un dispositif de fixation de fret 5 Le composant plus léger que l'air 1 est un aéronef du type non rigide (petit dirigeable souple) à ailerons verticaux 8, gouvernes 9, ailerons horizontaux 10 et élévateurs 11 A 35 la partie inférieure du petit dirigeable I est fixée une nacelle de forme aérodynamique 12 contenant une petite source de puissance constituée par un moteur à combustion interne, non représenté, destiné à actionner le système de commande de l'aéronef, déplacer longitudinalement la fixation 13 du câble, mettre sous pression le ballonnet du petit dirigeable, non représenté, et actionner un treuil, non représenté, destiné au câble 6 La nacelle est fixée au sac contenant le gaz au moyen de procédés habituels tels que des réseaux de répartition de charge, des rideaux caténaires et analogues La fixation 13 du câble supérieur est normalement située au- dessous du centre de 10 portance 14 du petit dirigeable quand ce dernier est en attitude horizontale. L'élément d'hélicoptère 2 représenté plus en détail aux figures 3, 4 et 5, est constitué par la forme minimale d'un hélicoptère ne comportant ni fuselage ni train d'atterrissage L'élément d'hélicoptère 15 2 comprend un rotor 15 à deux ou plusieurs pales 17 en porte-à-faux, fixées par l'intermédiaire d'une articulatlon de mise en drapezu 18 à un moyeu basculant 16 Le basculement du moyeu intérieur 19 s'effectue autour d'une sphère 24 Le moyeu intérieur 19 est claveté à la sphere 24 par une unique petite bille 20 insérée dans une douille 20 semi- circulaire du moyeu interleun 19 et roule dans une gorge semi-circulaire 21 pratiquée dans la sphère 24 L'emplacement de la bille 20 est sur l'axe de basculement désiré du moyeu 16 Le moyeu intérieur 19 et le-moyeu extérieur 22 comprennent un grand palier comportant des éléments de roulement 23 autorisant la rotation libre du 25 moyeu extérieur 22 et absorbant les forces axiales et radiales engendrées par le rotor de l'hélicoptère La sphère 24 est fixée rigidement à l'arbre tubulaire fixe 25, qui se termine à son extrémité supérieure par une garniture de fixation pivotante de câble 26, les deux étant bien connus dans ce domaine de la technique La garniture de 30 fixation de cable 26 permet de déconnecter le câble 6 quand cela est nécessaire. L'arbre tubulaire 25 s'étend au-dessous de la sphère 24 pour constituer une monture pour la rotule 27 du plateau oscillant, le plateau oscillant 28 et la flèche de commande de direction 46 Un 35 minimum de trois dispositifs d'actionnement électriques 29, montés à distances égales autour de l'arbre 25, font basculer le plateau oscillant 28 et le déplacent verticalement en translation de manière a obtenir des modifications des angles de pas cycliques et collectifs des pales 17 du rotor Pour éviter la rotation du plateau oscillant 28 autour de l'arbre 25, ce plateau 28 est claveté à la rotule 27 au moyen d'une clavette sphérique et d'un siège de clavette circulaire de forme semblable en 20 et 21 dans le moyeu 16 du rotor La sphère 27 est cannelurée de façon à coulisser sur l'arbre 25 Les dispositifs d'actionnement électriques 29 sont fixés de façon pivotante par leurs 10 extrémités inférieures à la flèche 46 de commande en direction du rotor, fixée fermement à l'arbre 25 par des consoles 47 Les dispositifs d'actionnement 29 sont fixés de façon pivotante par leurs extrémités supérieures au plateau oscillant 28 Quatre transducteurs de position 31 séparés par des distances égales sont fixés à la plaque 30 15 constituant un prolongement du moyeu intérieur 19, et mesurent la distance et l'inclinaison angulaire du plateau oscillant 28 par rapport à la plaque de montage 30 des transducteurs Les signaux électriques provenant des transducteurs de position 31 sont transmis par des fils électriques, non représentés, à un processeur électronique de signaux 20 41 qui émet alors des signaux de commande par des fils électriques 42, envoyés à des dispositifs d'actionnement électriques, non représentés, montés sur les surfaces de commande 54, pour commander cycliquement ou collectivement les angles de pas des pales 17 du rotor. Les transducteurs de position 31 comprennent des tiges 32 25 sollicitées par des ressorts et se terminant par des billes de roulement 33 Celles-ci sont constamment pressées fortement contre la surface supérieure lisse du plateau oscillant 28 et conservent un contact physique quel que soit le mouvement relatif du plateau oscillant 28 par rapport à la plaque 30 des transducteurs L'arbre 25 30 traverse la flèche 46 et se termine par une garniture 34 destinée à la fixation du câble inférieur 37 L'arbre 25 établit également une connexion 36 pour des conducteurs de signaux de commande électriques 37, et une connexion 38 pour les conduites de carburant 39, 39 a, 39 b et 39 c Les signaux électriques provenant des commandes, non représentées, 35 du pilote sont transmis par les conducteurs 37 au processeur de signaux 41 qui intègre l'entrée provenant des transducteurs 31 et commande le mouvement des surfaces de commande 54 à proximité des pointes des pales du rotor par les conducteurs électriques 42 Tous les fils 37 provenant du processeur de signaux 41 sont disposés à l'intérieur de l'arbre 5 creux 25 pour parvenir à l'anneau de glissement 43 et de là aux fils 42 Ces derniers fournissent également la puissance électrique produite par des générateurs disposés dans les moteurs à proximité des pointes des pales du rotor La ligne électrique 50 pénètre dans l'arbre 25 en 51 et est reliée aux lignes 42 par l'intermédiaire de l'anneau de 10 glissement 43 Le carburant destiné aux moteurs se trouvant dans les fuseaux ou nacelles 52 à la pointe des pales est alimenté par le réservoir à carburant 40 et par la conduite de carburant 39 qui traverse l'arbre creux 25 pour parvenir au joint rotatif 44 et de là aux conduites de carburant flexibles 45. La conduite pour faire le plein d'essence 39 a est prise en sandwich entre les éléments tendeurs 7 a montrés à la figure 2, et est reliée au réservoir de carburant 40 en se terminant à la partie inférieure du câble 7 par un connecteur de remplissage habituel, non représenté Le réservoir de carburant 40 est fixé au câble 7 de manière 20 qu'il puisse 9 tre facilement remplacé quand cela est nécessaire Des pompes à carburant à commande électrique, non représentées, sont situées sur le réservoir de carburant 40 et transfèrent le carburant du réservoir 40 à la conduite 39 Bien que le réservoir de carburant 40 soit montré au-dessous de l'élément d'hélicoptère, on peut envisager 25 qu'il soit disposé au-dessus de cet élément La flèche 46 s'étend vers l'arrière en direction du rotor de commande de direction 48, entraîné par le moteur électrique 49 Le rotor de commande 48 est du type à pas commandable bien connu utilisé sur les hélicoptères équipés d'un rotor de queue La puissance destinée au moteur électrique 49 et aux 30 dispositifs d'actionnement des commandes de pas de pales, non représentés, est fournie par les lignes électriques 50 Les signaux de commande provenant du processeur de signaux 41 sont également acheminés par les lignes 50 qui sont reliées à la ligne 50 a. Le rotor 15 est entraîné par la poussée des turbo-propulseurs 53 35 installés dans des fuseaux 52 placés à proximité de la pointe de la pale 17 du rotor Les turbo-propulseurs 53 sont équipés de commandes de vitesse constante qui sont habituelles pour ces dispositifs A l'arrière des fuseaux 52 est fixée une surface de commande horizontale 54, mobile dans son ensemble, articulée en 55 et déplacée par des dispositifs d'actionnement électriques, non représentés, pour appliquer des couples de mise en drapeau à la pale 17 Les dispositifs d'actionnement sont entraînés par l'électricité provenant de générateurs montés sur le moteur Le câblage électrique, non représenté, situé à l'intérieur des pales du rotor relie ensemble tous 10 les générateurs de manière qu'une panne d'un de ces générateurs n'entraîne pas une perte de contr 8 le de l'une quelconque des surfaces de commande La mise en drapeau de la pale 17 s'effectue au niveau de l'articulation 18 La fixation de la pale 17 à l'articulation 18 est réalisée selon la pratique habituelle dans ce domaine technique pour 15 obtenir la liberté de mise en drapeau tout en transmettant les charges centrifuges et de flexion de la pale au moyeu 16 Des butées de mise en drapeau, non représentées, sont incorporées à l'articulation de mise en drapeau 18 pour limiter les angles d'incidence positifs et négatifs de la pale. La nacelle 3 de la charge payante est reliée au câble inférieur 7 par une fixation combinée de câble et de pivotement 35 semblable à la fixation 26 utilisée à la partie supérieure de l'arbre 25 pour le câble 6 La nacelle 3 comprend un cockpit 58 pour l'équipage, les commandes du pilote, non représentées, un rotor de commande directionnelle 56 25 commandé et alimenté électriquement, un train d'atterrissage 57 et une fixation commandable de dégagement de fret 5 Le rotor de commande 56 est semblable au rotor de commande 48 mais est de dimensions différentes, et il reçoit sa puissance électrique par des lignes électriques 37. Les câbles 6 et 7 sont réalisés en utilisant des tresses jumelées d'aramide 7 a, les lignes électriques et les conduites à carburant étant prises en sandwich entre elles, comme montré à la figure 2 Ceci constitue une forme aérodynamique qui réduit la résistance au vent La conduite de carburant 39 a qui est dans le câble 7 est ronde quand elle 35 est sous pression pendant l'alimentation du réservoir 40, et ovale 247 ? 7 ? 2 quand elle n'est pas soumise à la pression d'alimentation La conduite de carburant 39 b reliée à la nacelle 12 du dirigeable 1 est de faible diamètre du fait qu'elle n'a besoin de laisser passer qu'un courant de carburant relativement réduit; elle conserve sa forme ronde De nombreux ailerons verticaux 59 montés à l Vextrémité de courtes flèches sont serrés sur les c 2 bles 6 et 7 selon des espacements appropriés le long des cebles pour minimiser les oscillations de ces cables et les maintenir orientés par rapport au courant d'air en vue d'opposer une résistance minimale au vent. Selon le mode de réalisation préféré de l'invention, le composant plus léger que l'air 1 est dimensionné de manière à soulever par sa force ascensionnelle la totalité du poids de l'aéronef complet, moins une partie spécifique du poids de la charge payante, en vol vertical, en laissant ladite partie à la charge de la poussée ascensionnelle 15 dynamique du rotor d'hélicoptère 15 Ainsi, quand la charge utile est détachée, la portance est supérieure au poids de l'aéronef et le rotor doit inverser sa Dousse et exercer une traction vers le bas pour contraler la montée et la descente de l'aéronef hybride et maintenir la nacelle de la charge payante en contact avec le sol jusqu'à ce que l'aéronef soit correctement amarré La quantité de force ascensionnelle incorporée pour transporter une charge payantes ou inversement la quantité de poussée exercée par le rotor et utilisée pour soulever la charge payante, ne fait pas l'objet d'une décision arbitraire mais est basée sur des considérations tenant compte de facteurs tels que la 25 manoeuvrabilité nécessaire, le coût d'acquisition de l'aéronef, les coûts de fonctionnement, la vitesse de croisière, les altitudes de fonctionnement, etc. Bien que l'on puisse utiliser un ballon sphérique pour constituer le composant plus léger que l'air en vue d'opérations spéciales à 30 faible vitesse et sur de courtes distances, et obtenir la force ascensionnelle à moindre frais qu'avec un type à dirigeable équivalent, on préfère ce dernier du fait qu'il permet de disposer d'un aéronef hybride plus souple, capable d'effectuer davantage de tâches avec un meilleur rendement, et présentant de meilleures caractéristiques de 35 fonctionnement d'ensemble, dans des conditions d'utilisation variables telles que celles qui sont dues aux vents Cependant, on comprendra que l'utilisation d'un composant plus léger que l'air du type ballon avec le système à câble de levage n'est pas proscrite quand des tâches spéciales la font préférer sur le plan économique. Pour disposer la nacelle 3 de la charge payante et la charge payante 4 pendant un vol stationnaire, vertical et à faible vitesse, on fait déplacer l'élément d'hélicoptère 2 horizontalement et verticalement, le composant plus léger que l'air 1 suivant lentement mais n'opposant que peu de résistance au mouvement de l'élément 10 d'hélicoptère Ainsi, on peut réaliser une manoeuvre beaucoup plus rapide de la nacelle 3 et de la charge payante 4 qu'avec des systèmes hybrides o le composant plus léger que l'air est couplé rigidement à l'élément d'hélicoptère Pour améliorer la vitesse de manoeuvre de la nacelle de la charge payante dans le sens vertical, on utilise 15 l'énergie cinétique du rotor à forte inertie 15 comprenant des turbo-propulseurs 53 montés aux pointes des pales de manière à obtenir de fortes modifications positives et négatives de la force verticale, appliquée au câble supérieur 6, obtenues par des modifications rapides du pas collectif de la pale Ces modifications de force peuvent être 20 couplées en utilisant un treuil automatique limitateur de charge et ré-enrouleur dans le système de câble supérieur pour réduire le temps nécessaire au mouvement vertical de la nacelle de la charge payante et de la charge payante par rapport à celui qui est nécessaire quand on utilise un câble de longueur fixe Un câble de longueur fixe oblige à 25 accélérer le composant plus léger que l'air 1 en même temps que la nacelle 3 de la charge payante et cette charge payante 4, ce qui ralentit la manoeuvre dans le sens vertical. Le pilote et les autres membres de l'équipage sont placés dans la nacelle 3 de la charge payante de manière à être proches de cette charge payante 4 et du sol quand l'aéronef est amarré au sol La charge payante 4 est supportée à l'extérieur par un prolongement du cable 7 traversant la nacelle 3 de la charge payante, qui est de poids léger et qui est fixée au câble 7 La nacelle 3 comprend un train d'atterrissage 57 et des moyens pour la fixer rigidement à la charge payante La 35 commande de direction de la nacelle 3 et de la charge payante 4 est 2547272 ' réalisée en utilisant un rotor (de queue) de commande de direction 56 entraîné soit par un moteur électrique avec du courant provenant des turbo-propulseurs 53, soit par un moteur à combustion interne monté dans la nacelle de la charge payante Les pédales de gouverne du pilote sont raccordées au rotor de queue 56 de la nacelle 3, et un système détecteur, non représenté, situé sur la nacelle 3 de la charge payante émet des signaux envoyés au système de commande de direction de l'élément d'hélicoptère 2 pour aligner ce dernier dans la même direction que la nacelle 3 de la charge payante En vol vers l'avant, 10 quand l'aéronef tourne, la nacelle 3 et la charge payante 4 se balancent naturellement avec le câble 7, en virant automatiquement sur l'aile pour éliminer toute force latérale appliquée aux occupants du composant plus léger que l'air, à la nacelle 3 et à la charge payante 4 Un stabilisateur horizontal 56 a est ajouté à la nacelle 3 pour 15 obtenir la stabilité longitudinale pendant le vol vers l'avant On comprendra que la nacelle 3 ntait pas besoin d'itre une structure fermée et qu'elle peut être constituée par une plate-forme ouverte Au lieu de fixer la charge payante à l'extérieur, on peut la transporter à l'intérieur de la nacelle. Les commandes longitudinales, latérales, de pas collectif et des gaz à la disposition du pilote sont reliées électriquement à l'élément d'hélicoptère 2 et commandent à distance le mouvement du plateau oscillant 28, les angles de pas collectifs et cycliques de la pale et le réglage de la puissance du moteur Les commandes du pilote sont 25 appliquées au processeur électronique de signaux 21 qui les combine à des entrées de stabilisation et de pilotage automatique pour obtenir des signaux de commande corrects envoyés aux commandes du rotor. Les moyens préférés pour commander le rotor 15 entrainé par des dispositifs aux pointes des pales sont des surfaces de commande 54 30 proches des pointes des pales et montrées à la figure 3 Les surfaces de commande 54 utilisent les forces aérodynamiques pour mettre les pales 17 en drapeau Grâce à ce système, il n'y a virtuellement aucune réaction sur le plateau oscillant 28 ni sur l'arbre 25 de l'élément d'hélicoptère 2 quand les forces de commande sont appliquées en vue de 35 déplacer le plateau oscillant 28 Le procédé le plus commun de commande du pas de la pale, utilisé pratiquement dans tous les hélicoptères actuels, consiste à appliquer des forces à des bras à proximité de la racine des pales Ces forces sont importantes et doivent être absorbées par la cellule, par l'intermédiaire du plateau oscillant En raison de 5 la faible inertie de la cellule disponible dans l'élément d'hélicoptère 2 pour absorber ces forces et leur couple résultant appliqué à la cellule, il est nécessaire d'utiliser la tension de la ligne agissant sur les parties supérieure et inférieure de l'arbre 25 pour obtenir la réaction nécessaire à la commande directe des angles des pales 17 du 10 rotor Quand le câble inférieur 7 est légèrement chargé, c'est-à-dire quand il n'y a pas de charge payante, la capacité de l'arbre à réagir aux charges du plateau oscillant 28 est sérieusement réduite. On comprendra que, bien que la figure 5 montre un plateau oscillant 28 déplacé par des dispositifs d'actionnement électro-mécaniques, il est naturellement possible d'éliminer le système mécanique et le plateau oscillant qui bascule et les remplacer par un système plus sophistiqué basé sur des dispositifs électroniques à semi-conducteurs et des détecteurs Ces derniers établiraient la relation entre l'attitude (plan pointe-parcours) du plan du rotor par 20 rapport à un plan de référence établi par un gyroscope L'attitude du rotor continuerait à être commandée par l'intermédiaire d'une action cyclique des surfaces de commande 54 à proximité des pointes des pales. La poussée du rotor serait commandée par le mouvement collectif des surfaces de commande 54 en utilisant un détecteur de poussée pour 25 déterminer la quantité de mouvement. Le rotor 15 présente deux modes de fonctionnement Quand la poussée ascensionnelle est inférieure au poids de l'aéronef, le rotor fonctionne selon le mode hélicoptère habituel et fournit une poussée positive et fait basculer le plan pointe-parcours en direction du mouvement désiré, comme montré à la figure 6 Une commande complète du parcours de vol est obtenue de la même manière que dans un hélicoptère en réglant la poussée du rotor (pas collectif de la pale et vitesse) et le basculement du plan pointe-parcours (pas cyclique) Mais lorsque la force ascensionnelle est supérieure au poids de l'aéronef, par exemple 35 quand on a retiré la charge payante, le rotor qui exerce une poussée 2547 72 négative doit faire basculer son plan pointe-parcours pour l'éloigner de la direction du mouvement, dans le sens opposé au basculement normal d'un hélicoptère, pour obtenir la composante de force horizontale nécessaire en vue du vol en translation, comme montré à la figure 7 La quantité de basculement vers l'arrière du plan pointe-parcours est fonction de la Doussée ascensionnelle négati e nécessaire, de la vitesse de l'air et de la traînée de l'élément d'hélicoptère 1, des câbles 6 et 7, et d'éléments annexes tels que la nacelle 3 de la charge payante, le réservoir de carburant 40, etc Quand on fonctionne dans 10 des conditions de poussée négative, le basculement du plan pointe du rotor-parcours doit être inversé en réponse au mouvement de commande du pilote par rapport à celui qui est normalement obtenu dans des conditions de poussée positive En fonctionnement normal, le rotor at le manche à balai basculent dans le sens du mouvement désiré (par 15 exemple vers l'avant pour un vol vers l'avant, vers la gauche pour tourner sur la gauche, etc), mais quand la poussée est négative, le plan pointe-parcours doit basculer vers l'arrière quand il s'agit d'un vol vers l'avant et vers la droite quand il s'agit d'un virage sur la gauche, alors que les commandes du pilote conservent leurs rapporte 20 normiaux en ce qui concerne la direction du volo Ainsi, une inversion des commandes doit s'effectuer quand la poussée du rotor passe d'une poussée positive à une poussée négative Un système de commande électronique tel que celui qui a été choisi pour le mode de réalisation préféré de l'invention permet facilement l'inversion de ce système de 25 commande Ceci est fait essentiellement en inversant la réponse du plateau oscillant 28 au mouvement cyclique du manche à balai de commande du pilote; cette inversion peut &tre automatique ou réalisée par le pilote Les autres commandes de direction, de pas collectif et de commande des gaz ne sont pas inversées et ne changent pas quand 30 change la direction de la poussée du rotor. On notera que lorsqu'on a atteint la vitesse de vol vers l'avantl'excès de force ascensionnelle peut être ajouté ou diminué en modifiant l'angle d'attaque du composant plus léger que l'air ou en ajoutant la portance de l'aile de l'avion 128 (figure 14) fixée aux 35 câbles 6 ou 7 pour obtenir une force dynamique supplémentaire Ceci a un effet sur la poussée exigée du rotor et sur l'angle de basculement du rotor, pouvant éventuellement donner un meilleur rendement en vol vers l'avant On peut réaliser la modification de l'angle d'attaque du composant plus léger que l'air 1 soit en déplaçant longitudinalement le point de fixation 13 du câble (équilibrage), soit en déplaçant l'élévateur 11, soit encore en utilisant une combinaison des deux procédés Si le fait de rétablir le point d'équilibre du point de fixation 13 du cable permet d'obtenir les modifications nécessaires de l'angle d'attaque, on peut éliminer les élévateurs 11 en faveur d'une 10 surface stabilisatrice de queue, horizontale et fixe, ce qui réduit sa complexité et son poids. Les gouvernes 9 améliorent la manoeuvrabilité de virage de l'aéronef hybride en vol vers l'avant Alors que le composant plus léger que l'air 1 ne peut tourner qu'en transmettant au cable 6 un 15 angle latéral en modifiant le sens du vol de l'élément d'hélicoptère 2, le couplage de la force latérale du câble 6, en utilisant les gouvernes 9 du composant plus léger que l'air, réduit le temps nécessaire pour effectuer un virage vers l'avant En outre, la traction provenant du câble 6 est appliquée audessous du centre de portance 14, ce qui amène 20 les forces latérales à faire rouler (virer sur l'aile) le composant plus léger que l'air 1 Bien que ceci soit tolérable, ce n'est pas souhaitable du fait que les forces des gouvernes 9 produisent alors des couples de tangage appliqués au composant plus léger que l'air 1 en plus des couples de lacet En utilisant les gouvernes 9 pour faire 25 tanguer le composant plus léger que l'air 1 et maintenir la force du câble sensiblement dans le plan vertical du composant plus léger que l'air (co-planaire au plan défini par le centre de portance 14 et la fixation 13 du câble) on peut limiter les moments de roulis induits par le câble On peut obtenir le bénéfice maximal des gouvernes de direction 9 en les reliant aux commandes du pilote, de manière qu'elles fonctionnent en liaison avec les commandes de virage qui sont sur l'élément d'hélicoptère On notera que le composant plus léger que l'air 1 a toujours tendance à s'aligner sur le courant d'air relatif, et à moins qu'il soit soumis à une commande de lacet par les gouvernes 35 9, il peut ne pas s'aligner sur l'axe longitudinal de l'élément d'hélicoptère En vol en ligne droite, il est souhaitable que le composant plus léger que l'air 1 puisse s'aligner de lui-même sur le courant d'air relatif en vue de réduire la traînée. Alors que la description qui précède du mode de réalisation 5 préféré de l'aéronef hybride permet d'obtenir des moyens et des dispositifs spécifiques pour réaliser cet aéronef, on comprendra qu'il soit possible de les modifier et de les faire varier sans changer la portée de l'invention Par exemple, l'agencement du moyeu de la figure selon lequel son basculement est obtenu par un joint à rotule consistant en une sphère 24 et un moyeu interne 19 peut être remplacé par un joint à la Cardan qui est bien connu dans la technique Le rotor d'hélicoptère 15 entraîné par des dispositifs à la pointe des pales peut être remplacé par un rotor habituel entraîné par une transmission à engrenages (figures 8 et 9), elle-même entraînée par un moteur 61 15 situé proche de la transmission 62 et comportant un rotor anti-couple monté sur la flèche 64 Selon cet agencement o la fixation 69 du câble supérieur au-dessus du moyeu 60 du rotor est sensiblement espacée de la fixation du câble inférieur 71 au-dessous de la boîte à engrenages 62, les câbles sont fixés à des supports 69 et 71 se déplaçant respectivement sur des pistes courbes 68 et 70, les rayons de courbure étant choisis de manière que le point d'intersection effectif des câbles 6 et 7 oblige les vecteurs à être approximativement coincidants en un point choisi tel qu'en 73, ce qui réduit le moment de restreinte dû à la tension du câble et ce qui permet d'éviter que 25 l'élément d'hélicoptère bascule dans son ensemble sur des angles longitudinaux importants La piste 68 est montée sur un arbre 67 pouvant tourner librement et qui permet à la piste 68 de s'orienter en azimuth en direction de la traction exercée par le câble pour éliminer les moments latéraux dus à la tension du câble Il est clair que ce 30 système à piste porteuse peut être utilisé avec le rotor 15 entraîné par des dispositifs en pointe des pales de la figure 4 si l'on souhaite réduire encore plus les moments induits par le câble et appliqués à l'arbre 25 Le moyeu 60 du rotor est monté sur l'arbre d'entraînement 63 commandé par le plateau oscillant 66 La pale 60 a du rotor est fixée 35 au moyeu 60 par les paliers de mise en drapeau qui sont communs aux 2547272 'hélicoptères existants. Alors que le système à rotor préféré est du type sans articulations et en porte-à-faux montré à la figure 5, le type à pales à articulations individuelles ou articulées tel qu'il est utilisé 5 habituellement sur les hélicoptères Sikorsky et Boeing-Vertol peut également être utilisé dans le cadre de la présente invention, comme montré à la figure 10 Le concept du câble de levage est avantageux quand il s'agit du système à rotor articulé, car il permet d'éliminer les butées d'abaissement des pales qui sont nécessaires avec les 10 hélicoptères habituels Les pointes du rotor en position d'arrêt et suspendues peuvent être maintenues bien au-dessus de tout obstacle grâce au câble de levage 6 Les pales articulées individuellement ont le mérite d'être plus légères que des pales sans articulation, leur poids étant encore plus réduit du fait de l'élimination des butées 15 d'abaissement Les pales 78 n'ont pas besoin d'une racine de pale et d'une fixation de moyeu plus complexes que le type en porte-à-faux, mais ces pales éliminent la nécessité d'utiliser un moyeu flottant 16 comme montré aux figures 3 et 4 o On peut réaliser l'articulation de la pale au moyen de systèmes à articulation j Lnels consistant en des 20 axes et des paliers 75, ou en des éléments flexibles tels que des supports en élastomère Quand il s'agit de pales articulées, la cellule, les transmissions, et les éléments de commande de direction doivent être montés de manière à ne pas interférer physiquement avec le fonctionnement du rotor La figure 10 montre une disposition de ce type 25 ou les pales 78 du rotor sont fixées au moyeu 74 par des articulations permettant aux pales 78 de monter et de descendre en fonction des charges d'air Quand le rotor ralentit sa rotation, les pales 78 basculent lentement vers le bas autour des articulations 75 en partant de la position 77 jusqu'à ce que la rotation étant totalement arrêtée, 30 ces pales reposent contre l'appui 79 montré avec arrachement partiel à la figure 10 L'appui 79 des pales comprend un anneau 79 a fixé au câble 7 par le manchon 81 et des rayons 80, et on l'utilise pour écarter l'un de l'autre du câble 7 les systèmes de propulsion 53 aux pointes des pales Les composants de l'élément d'hélicoptère montrés sous le moyeu 35 du rotor d'hélicoptère à la figure 5, tel que le plateau oscillant 28, la flèche de commande de direction 46, les dispositifs d'actionnement 29, etc, sont inverses et montés au-dessus du rotor et du moyeu 74, montrés partiellement à la figure 10, pour que les pales 78 du rotor puissent s'abaisser sans interférence Les câbles 6 et 7 peuvent 9 tre 5 fixes à un système à support et à piste semblable à celui montré en 68, 69, 70, 71 et 72 à la figure 8, de maniàre que leur force de tension agisse sur un point choisi du moyeu 74 Ce moyeu 74 tourne librement autour d'un arbre fixe 67 sur des paliers, non représentés, et l'on obtient le basculement du plan pointe-parcours du rotor par un mouvement de rabattement des pales 78 autour des articulations 75 On peut incorporer aux pales 73 des articulations de traînée, non représentées, pour réduire les contraintes de corde dues aux forces aérodynamiques fluctuantes et aux effets de Coriolis Les figures 11 et 12 montrent un rotor d'hélicoptère comportant un 15 élément flexible du type à câble prévu pour obtenir la liberté de rabattement des pales et une modification de l'angle des pales sans avoir à utiliser des paliers de mise en drapeau Le moyeu 84 du rotor tourne autour de l'arbre 67 Au moyeu 84 sont fixés des câbles extérieurs 87 rattachés aux bords de l'élément de recouvrement flexible 20 89, dont la section transversale est de préférence celle d'un élément à profil aérodynamique Cette forme à profil aérodynamique est obtenue au moyen d'un matériau de remplissage de poids léger, non représenté disposé entre les parties supérieure et inférieure de l'élément de recouvrement 89 En plan, l'élément de recouvrement a la forme d'un 25 caténaire qui amène les cables 87 à appliquer une tension de corde sur l'élément de recouvrement 89 en vue de le renforcer vis-à-vis des charges dues à l'air et éviter des vibrations Les câbles 87 sont fixés au moyeu 84 en 84 a et 84 b Ces points 84 a et 84 b sont décalés verticalement pour déterminer un angle d'incidence positif avec 30 l'extrémité de la racine de l'élément à profil aérodynamique et améliorer le rendement de portance du rotor Aux câbles 87 est fixée une pale rigide 89 comportant un dispositif de propulsion 86 et une surface de contr 8 le 90 de l'angle de tangage de la pale à proximité de sa pointe Des câbles intérieurs 88 sont également fixés au moyeu 84 et 35 aux pales 82 et on les utilise pour raidir la pale du rotor en direction de la corde Lorsque les pales 82 pendent vers le bas, les câbles 87 et 88 et l'élément de recouvrement 89 s'incurvent sur un appui 85 de forme appropriée dont la courbure est conçue pour éviter de créer des contraintes de flexion excessives dans les câbles 87 et 88. 5 La figure 11 montre en traits continus les pales dans une position de non rotation, et en traits mixtes ces pales en position de rotation. Du fait de la flexibilité opérationnelle du système à câble de levage, il est possible d'augmenter facilement la capacité de portance de l'aéronef en ajoutant des -éléments d'hélicoptères additionnels et 10 des longueurs de câble, en tandem au-dessous de l'élément d'hélicoptère d'origine 2 de la figure 1 Cet agencement est montré à la figure 13. Les éléments d'hélicoptères additionnels peuvent être identiques à l'élément d'hélicoptère d'origine 2, ou de dimensions différentes et de capacité de levage différente, selon la disponibilité de ces éléments 15 et de la capacité de levage désirée pour l'aéronef hybride complet A mesure que l'on ajoute des éléments d'hélicoptères, on ajoute également des segments additionnels de câbles 91, chacun de ces segments ayant une résistance supérieure à celle de celui situé au-dessus Ceci est nécessaire car il faut résister à la tension accrue imposée par chaque 20 élément d'hélicoptère successif L'arbre 25 et les garnitures de fixation de câbles 26 et 34 de la figure 5 doivent être remplacés pour pouvoir supporter des charges plus élevées, ou construits pour pouvoir supporter la charge la plus élevée que l'on peut attendre quand on effectue des opérations avec ces rotors multiples. Les commandes de chaque élément d'hélicoptère sont identiques à celle de l'unité d'origine, et elles exécutent toutes des manoeuvres identiques en réponse aux commandes du pilote L'espacement vertical entre éléments d'hélicoptères est prévu pour réduire sensiblement l'interférence créée parmi les rotors par la déflexion vers le bas des 30 courants d'air Cette interférence réduit la capacité de levage de chaque rotor situé au-dessous de celui qui est le plus en haut. Lorsqu'il y a vol stationnaire et du vent, la déflexion vers le bas des courants d'air est déviée et on élimine les effets d'interférence en espaçant les éléments d'hélicoptères de façon appropriée Une autre 35 technique pour éliminer l'interférence due à la déflexion vers le bas des courants d'air consiste à faire basculer les plans pointe-parcours des rotors dans des sens opposés, ce qui fait dévier la déflexion vers le bas des courants d'air Les forces horizontales provenant de chaque rotor sont contrecarrées par le rotor situé au-dessous, et la force 5 horizontale nette qui est appliquée à l'aéronef hybride est nulle pendant un vol stationnaire. Lorsqu'il y a de multiples éléments d'hélicoptères, l'effet dû à l'arrêt d'un rotor quelconque, comme cela peut arriver en cas d'urgence, permet de continuer d'utiliser l'aéronef chargé et de réaliser un atterrissage totalement contr 8 ôlé sans causer de dégâts aux composants de l'aéronef En outre, lorsqu'on largue la charge payante juste avant l'arrivée en contact avec le sol, et lorsqu'on augmente rapidement le pas collectif des rotors restants qui fonctionnent, il est possible d'épargner à la nacelle de la charge payante et aux occupants du composant plus léger que l'air un atterrissage brusque dû à une descente verticale d'urgence. La technique utilisée pour assembler le système à câble de levage des éléments d'hélicoptères multiples est essentiellement une extension de la procédure normale utilisée avec un unique élément d'hélicoptère. 20 Tout d'abord, le composant plus léger que l'air soulève et soutient l'élément d'hélicoptère qui ne fonctionne pas, et le câble qui pend à partir de ce composant est fixé à l'élément d'hélicoptère suivant, qui est toujours au sol Lorsque le premier composant d'hélicoptère fonctionne, celui qui est au sol est soulevé Cette séquence est 25 répétée jusqu'à ce que tous les éléments d'hélicoptères soient dans l'air et fonctionnent, point auquel la nacelle de la charge payante et cette charge payante sont soulevées Quand il n'y a pas de charge payante à soulever, les éléments d'hélicoptères peuvent être ramenés en séquence sur le sol, côte à côte, ou continuer à fonctionner dans l'air, période pendant laquelle les moteurs de certains rotors peuvent être arrêtés pour économiser du carburant alors que les rotors restants soutiennent l'aéronef Les éléments identifiés à la figure 13 correspondent à ceux montrés à la figure 1. On comprendra que l'invention puisse utiliser non seulement des 35 éléments du type hélicoptère en tant que parties de l'aéronef hybride, mais également toute autre forme d'aéronef ADAV plus lourd que l'air. La figure 14 représente l'aéronef hybride comportant un élément d'avion ADAV 92 du type à rotor unique installé dans le câble de levage, et la figure 17 représente un élément d'avion ADAV du type à moteurs jumelés. On a déjà noté qu'une considération importante quand on utilise un élément du type hélicoptère, figure 1, est le basculement limité qui est admis pour le plan pointe-parcours du rotor quand le câble de levage passe effectivement par le moyeu 16, ce qui rend le fonctionnement de l'aéronef hybride peu pratique quand les conditions 10 de portance sont neutres du fait que le rotor ne peut fournir les forces de propulsion horizontales sans produire des forces de propulsion verticales, ce qui ne permet pas de conserver une altitude constante tout en effectuant un mouvement en translation à faible vitesse sans larguer du ballast ou sans utiliser du gaz ascensionnel. 15 (A des vitesses plus élevées, la portance dynamique peut être imposée au composant plus léger que l'air ou engendrée par des surfaces d'ailes auxiliaires fixées au câble de levage pour s'opposer à la composante de force verticale provenant de la poussée du rotor) Un aéronef hybride pratique comprenant un élément d'hélicoptère doit présenter une portance positive quand il n'y a pas de charge payante, et utiliser la poussée négative et le basculement vers l'arrière du rotor d'hélicoptère pour contr 8 ler l'altitude tout en fournissant une propulsion vers l'avant L'utilisation d'éléments d'avions ADAV que l'on peut faire totalement basculer permet d'engendrer une force 25 propulsive vers l'avant avec toute quantité désirée de composantes verticales de la poussée du rotor, depuis zéro jusqu'à pratiquement la totalité de la poussée disponible du rotor dirigée soit vers le haut soit vers le bas. A la figure 14, tous les éléments sont semblables à ceux montrés 30 et identifiés à la figure 1, sauf les câbles bifurqués 106 et 107 et l'élément d'avion ADAV 92 Le câble 6 du composant plus léger que l'air 1 se termine par un élément tournant 108 duquel partent les câbles bifurqués supérieurs 106 reliés à l'extrémité supérieure de plaques rotatives 103 aux pointes des ailes de l'élément d'avion ADAV 92 Les 35 câbles bifurqués inférieurs 107 partent de l'extrémité inférieure des 254 ? 272 plaques rotatives 103 pour parvenir à l'élément tournant inférieur 108 a auquel est relié le câble inférieur 7 qui traverse la nacelle 3 de la charge payante pour parvenir à cette dernière, comme à la figure 1. L'élément d'avion ADAV 92 comprend un fuselage 109 contenant un moteur et un système d'entraînement à engrenages, non représenté, destiné à entrai Per le rotor principal 93, et un rotor anti-couple 95 monté sur une flèche s'étendant depuis la pointe de l'aile 94 Le rotor principal 93 est monté sur le nez du fuselage 109, et peut comprendre des commandes de pas d'hélice collectives et cycliques, non représentées. 10 Les surfaces verticales 100 de la queue qui comprennent des gouvernes 101 et les surfaces horizontales 99 de la queue à déplacement d'ensemble sont fixées à l'arrière du fuselage 109 o Une surface de génération de force latérale 97 en forme d'aile est montre sur le fuselage 109 à proximité de l'axe de rotation 105 a, et sert également 15 de mât pour des câbles d'entretoisement 98 reliés à l'aile 94 Cette aile 94 agit en tant que barre d'écartement vis-à-vis des câbles 106 et 107, et comprend des ailerons 96 Le système de commande de l'avion ADAV est du type à vol par conducteurs électriques, et comprend les divers composants tels que le processeur électronique de signaux, le 20 système de stabilisation et les dispositifs d'actionnement des surfaces de commande, qui sont tous bien connus dans ce domaine technique et ne sont pas représentés qui sont installés dans le fuselage 109 La puissance électrique qui actionne le système de commande est fournie par un générateur électrique, non représenté, fixé sur le moteur Le 25 rotor anti-couple 95 est du type que l'on trouve sur les hélicoptères du type à rotor de queue, et il dispose pour la commande de la poussée d'une possibilité de modification collective du pas de l'hélice Le fuselage 109 contient un réservoir de carburant, non représenté Le réservoir de carburant est rempli par l'intermédiaire du câble 7, comme 30 montré à la figure 2, le carburant passant autour de l'élément tournant 108 a, au travers d'un joint rotatif, non représenté, de l'une des plaques rotatives 103, et de là par des conduites, non représentées, se trouvant dans l'aile 94 Le carburant destiné au générateur de puissance du composant plus léger que l'air 1 est pompé autour de la 35 plaque rotative 103, passe par le câble bifurqué 106, autour de l'élément tournant 108 et dans le câble 6 Le câblage électrique destiné à la puissance et aux commandes est disposé dans l'autre branche des cables bifurqués 106 et 107, en utilisant des anneaux coulissants ou des câbles flexibles, non représentés, pour le transport du courant électrique au travers de la plaque rotative 103 jusqu'à l'avion ADAV 92, des fils électriques flexibles déterminant la connexion au niveau des éléments tournants 108 et 108 a Comme pour la figure 5, les câbles 6 et 7 contiennent un câblage électrique 37 relié à celui contenu dans les câbles bifurqués. Dans des limites choisies au-delà d'une position dirigée vers le haut et d'une position dirigée vers le bas, l'élément d'avion ADAV est libre de basculer autour de l'axe de rotation 105 a sur l'arbre 105 qui est monté de façon pivotante dans le palier de la plaque rotative 104, comme décrit plus en détail ci-dessous Les figures 15 et 16 montrent 15 l'élément d'avion ADAV suspendu entre les câbles bifurqués 106 et 107, et sa liberté de basculement autour de l'axe de rotation 105 a La rotation de l'élément d'avion ADAV a lieu autour de l'axe presque vertical 111 qui relie les éléments rotatifs 108 et 108 a L'élément rotatif 108 relie le câble 6 au câble bifurqué 106, et l'élément 20 rotatif 108 a fixe le câble 7 au câble bifurqué 107. A la figure 17, l'élément d'avion ADAV à rotor unique de la figure 14 est remplacé par un avion ADAV à rotors jumelés disposés latéralement et tournant en sens contraire Le câble 6 est fixé à l'extrémité supérieure de l'entretoise tourillonnante 112 par l'intermédiaire de l'élément tournant 113 L'entretoise tourillonnante 112 contient en son centre un palier 115 par lequel passe le longeron tubulaire 114 qui permet à l'élément d'avion ADAV de basculer librement dans des limites choisies Le câble 7 est fixé à l'extrémité inférieure de l'entretoise tourillonnante 112 par l'intermédiaire de l'élément 30 tournant 113 a Au longeron d'aile tubulaire 114 sont fixés des panneaux d'aile 117 qui relient ensemble les fuselages de gauche et de droite 119 et 119 a avec le longeron tubulaire 114 Ces fuselages sont sensiblement identiques Des rotors 121 et 121 a tournant en sens contraires pour s'opposer au couple sont montés sur le nez de chaque 35 fuselage Des ailerons 118 sont incorporés à l'aile 117, et des surfaces de queue 122 et 122 a se déplaçant dans leur ensemble, des ailerons verticaux 123 et 123 a et des gouvernes 124 et 124 a sont respectivement fixes à l'arrière des fuselages 119 et 119 a Comme dans le cas de l'élément d'avion ADAV à rotor unique de la figure 14, chaque fuselage contient un moteur pourvu d'un générateur électrique, des engrenages de transmission de puissance, des éléments du système de commande et un réservoir de carburant Un arbre transversal, non représenté, passe dans le longeron tubulaire 114 et relie les transmissions de puissance de chaque moteur de manière que chaque moteur puisse entraîner les deux rotors Quand il ne fonctionne pas, le moteur est automatiquement désaccouplé du système d'entraînement par un embrayage prioritaire, non représenté, situé entre le moteur et l'unité de transmission Le carburant et le courant électrique sont transportés par les câbles 7 et 6, en passant par l'entretoise 112, jusqu'à l'élément d'avion ADAV et le composant plus léger que l'air 1, figure 1, d'une façon similaire à celle utilisée avec l'élément d'avion ADAV à rotor unique de la figure 14, sauf que les conduites de carburant et les câbles électrique ne suivent pas des parcours séparés dans le cas de l'élément d'avion à rotors jumelés. Dans le mode de réalisation de l'invention utilisant des éléments d'avions ADAV basculants, figures 14 et 17, on dispose de plus de liberté pour choisir la quantité de portance en excès destinée au vol sans charge payante que dans le cas du mode de réalisation comprenant l'élément du type hélicoptère de la figure 1 Dans le mode de réalisation comprenant l'avion ADAV, le dimensionnement du composant plus léger que l'air et la quantité de poussée provenant des rotors de l'avion ADAV est déterminée en tenant compte de considérations telles que la manoeuvrabilité nécessaire, le coût d'acquisition du système, les frais de fonctionnement et éventuellement la capacité de poussée de 30 systèmes de transmission de moteurs à rotors d'hélicoptères existants pouvant être adaptés sur l'élément d'avion ADAV Bien que le rotor fonctionne aussi bien en tant que rotor de levage qu'en tant que propulseur, il est possible d'utiliser des rotors d'hélicoptères existants dans ce but En créant l'aéronef hybride à partir d'éléments 35 existants, on peut faire des économies sensibles de mise au point et de fabrication même s'il faut faire subir aux composants certaines modifications pour les adapter à des opérations du type à rotor propulseur. Bien que l'on puisse utiliser sur l'élément d'avion ADAV de la 5 figure 14 un rotor entraîné par des dispositifs en pointe des pales, figure 13, ces rotors sont en général prévus pour des systèmes à très forte capacité de levage, de grand diamètre et de faible charge du cercle balayé par l'hélice Leur utilisation sur un élément d'avion ADAV oblige d'avoir recours à une envergure d'aile relativement 10 importante, ceci entraînant des difficultés structurelles et des pénalités concernant le poids le mode de réalisation préféré de l'élément d'avion ADAV comprend donc des rotors entraînés par des engrenages L'élément d'avion ADAV peut tre du type à rotor principal unique ou du type à rotors latéraux jumelés, le choix dépendant en 15 partie du poids payant à soulever et également de la disponibilité de composants d'hélicoptères déjà mis au point, si l'élément ADAV doit être basé sur de tels éléments déjà existants De nombreuses considérations opérationnelles concernant les deux types sont les mêmes et c'est pourquoi des parties de la description de l'élément à rotor 20 principal unique s'appliquent également au type à rotors latéraux jumelés On notera en outre qu'un système à rotors jumelés, co-axiaux et tournant en sens contraire, peut être utilisé à la place du type à rotor principal unique, mais ceci ne constitue pas un choix préféré du fait de son coût plus élevé et pour la raison que ces systèmes à rotor 25 ne sont pas disponibles en Occident. L'élément d'avion ADAV de la figure 14 utilise un rotor d'hélicoptère pour obtenir à la fois la poussée verticale, vers le haut ou vers le bas si on le désire, et en tant qu'hélice quand le vol s'effectue vers l'avant et à une vitesse plus élevée Le rotor est donc 30 un "rotor- propulseur" et, en tant que tel, doit présenter une torsion d'hélice donnant de bons rendement aussi bien en vol stationnaire qu'en vol vers l'avant Ce rotor est entrainé par un système de transmission de puissance à engrenages entraîné par un arbre fendu, un moteur à turbine libre permettant au rotor-propulseur de fonctionner à des 35 vitesses de rotation variables sans réduction de la puissance ? 5 $i 727 disponible ou ea cas de mauvais fonctionnement du moteur Quand il y a vol vertical et à faible vitesse, on utilise une vitesse de rotation élevée pour le rotor-propulseur en vue d'obtenir une poussée élevée pour soulever la charge payante et effectuer les manoeuvres En raison 5 de la plus faible poussée qui est exigée pendant un vol de croisière, quand le mode de fonctionnement est à hélice, il est nécessaire de réduire la vitesse de rotation du rotor-propulseur pour obtenir un bon rendement propulsif. Alors que l'avion ADAV peut fonctionner librement quand son axe 10 longitudinal forme un angle quelconque entre la verticale et l'horizontale, sur une plage de 360 , le basculement est limité à environ 200 pour des raisons pratiques, ce qui permet de diriger la force propulsive cans une direction quelconque allant de celle qui est proche de la verticale vers le haut jusqu'a celle qui est proche de la 15 verticale vers le bas Combiné à la rotation autour de l'axe vertical, ceci permet à la force de poussée, lorsqu'il y a basculement, d'exercer une force horizontale sur l'élément d'avion ADAV dans une direction quelconque allant de l'avant vers les cotés et vers l'arrière par rapport au composant ADAV, ce qui constitue des capacités de manoeuvre. 20 En vol vers l'avant, l Vaxe longitudinal de l'élément d'avion ADAV est incliné par rapport à la verticale dans la direction du vol, l'inclinaison étant telle que le rotor-propulseur fournit à la fois la force ascensionnelle, positive ou négative selon les besoins, et la force propulsive pour l'aéronef hybride L' inclinaison augmente à 25 mesure qu'augmente la vitesse vers l'avant jusqu'à ce que l'axe longitudinal soit proche de l'horizontale, point auquel l'aile de l'élément d'avion ADAV, plus l'aile auxiliaire si on l'utilise, et la poussée ascensionnelle aérodynamique appliquée au composant ADAV, fournissent la force verticale nécessaire pour équilibrer la différence 30 entre le poids en vol de l'aéronef hybride et sa force ascensionnelleo Quand la force ascensionnelle est supérieure au poids en vol, lapoussée dynamique doit ktre négative et l'élément d'avion ADAV, l'aile auxiliaire et le composant plus léger que l'air fonctionnent tous selon des angles négatifs Lorsque la portance est inférieure au poids en 35 vol, ces éléments fonctionnent selon des angles positifs La subdivision de la portance entre ces éléments est prévue de manière à produire la plus faible traînée possible, et le meilleur rendement en vol vers l'avant. Lorsqu'il se trouve entre un vol selon le mode vertical et un vol à faible vitesse vers l'avant, l'élément ADAV fonctionne selon des angles de basculement situés au-delà de l'angle d'incidence critique de son aile, à moins qu'on utilise une surface d'aile se mettant librement en drapeau ou un système de fuselage fixe à basculement d'aile Lorsque l'aile se dispose selon l'angle critique, il y a perte de portance de 10 l'aile, augmentation de la traînée et des vibrations par secousses On réduit ces effets en limitant les opérations du composant ADAV à angle d'attaque élevé à des vols à faible vitesse, o les pressions dynamiques et les forces aérodynamiques sont faibles Pendant la transition vers le vol à plus grande vitesse, l'avion ADAV est basculé 15 pour obtenir des angles de l'aile situés au-dessous de l'angle critique, l'augmentation de portance nécessaire étant obtenue des forces aérodynamiques agissant sur le composant plus léger que l'air et sur l'aile auxiliaire 128 (figure 14) Cette aile 128 est disposée entre le composant plus léger que l'air et le composant plus lourd que 20 l'air Elle est constituée essentiellement par un avion sans moteur tel qu'un planeur, comportant des surfaces d'aile aérodynamiques et stabilisantes, toutes de construction et de poids légers L'aile 128 est fixée au cable 6 d'une manière similaire aux autres fixations décrites ici L'aile de l'élément d'avion ADAV présente la corde et la 25 profondeur minimales requises pour obtenir une structure adéquate en vue des charges de compression provenant des câbles bifurqués et des charges en flexion dues à la poussée du rotor-propulseur et du poids de l'élément d'avion ADAV La longueur de la corde de l'aile est également déterminée par la nécessité de réduire au minimum la traînée de l'aile 30 quand on fonctionne avec une vitesse vers l'avant plus élevée et sous de faibles angles d'attaque, et également pour incorporer des ailerons. L'envergure de l'aile est suffisante pour permettre le basculement de l'élément d'avion avec un jeu correct entre Ies pointes des pales du rotor-propulseur et les câbles bifurqués (voir figures 15 et 16). 35 Pour la raison qu'il est entraîné par un arbre, le rotor-propulseur unique de l'élément d'avion ADAV a besoin d'un système anti-couple, tel qu'un rotor 95, figure 14, monté à l'extérieur de la pointe d'une aile, dont le plan de rotation est essentiellement parallèle à la corde de l'aile, et sa poussée perpendiculaire à cette dernière En vol stationnaire, la poussée du rotor anti-couple, les ailerons 96 et le générateur de force latérale 97 s'opposent au couple du rotor-propulseur et fournissent la commande de roulis La commande de roulis est utilisée pour modifier la direction de la composante horizontale de la poussée du rotor-propulseur quand il est incliné par 10 rapport à la verticale, comme montré à la figure 15 Le vecteur de poussée est tourné en azimuth autour de l'axe 111 Le rotor anti-couple 95 est automatiquement désaccouplé du système d'entraînement et arrêté quand l'élément d'avion ADAV 92 a basculé pour parvenir à l'angle o les ailes 94 ne sont plus sous l'angle critique. Le basculement de l'élément d'avion ADAV a lieu autour d'un système à arbre 105 et à palier 104 situés à chaque pointe d'aile. L'axe de basculement 105 a passe par l'aile à proximité du centre aérodynamique moyen et approximativement par le centre de gravité de l'élément d'avion L'arbre 105 qui fait saillie de chaque pointe d'aile 20 se dispose dans un dispositif à palier dans la plaque rotative et est conçu pour permettre la rotation autour de l'axe dans le sens del'envergure et pour absorber des charges radiales, axiales et de flexion de la plaque rotative, d'une façon rappelant de près celle d'une roue d'automobile Les plaques rotatives 103 transmettent les 25 charges de tension du câble bifurqué autour des pointes des ailes de l'élément d'avion ADAV vers les câbles supérieur et inférieur 6 et 7. On obtient le basculement du composant ADAV par application d'une commande cyclique longitudinale au rotor-propulseur 93 et par rotation de la queue horizontale 89 qui se déplace dans son ensemble En vol 30 vertical, le souffle provoqué par le rotor-propulseur applique une force sur la queue horizontale 99 qui facilite le basculement de l'élément d'avion En vol en translation, l'angle de queue horizontal est réglé pour maintenir une attitude de vol choisie pour l'élément d'avion ADAV On peut utiliser soit des systèmes à pales articulées 35 soit des systèmes à rotor sans articulations Les rotors sans 25472 Z 2 articulations ont le mérite de pouvoir produire de plus grands moments de moyeu que les types articulés, et cette caractéristique est utile pour appliquer à l'élément d'avion les moments longitudinaux et autour de son axe de lacets Les commandes de pas collectif et de pas cyclique du type hélicoptère sont utilisées pour contrôler la poussée du rotor-propulseur et les moments engendrés par le rotor. A tout moment, toutes les surfaces de commande des ailerons 96, de l'élévateur 99 (queue horizontale), de la gouverne 101 et du générateur de force latérale 97 de l'élément d'avion ADAV restent reliées aux 10 commandes du pilote et se déplacent quand le manche à balai et les pédales de gouvernes sont déplacés Les gouvernes 9 du composant ADAV sont également reliées aux commandes du pilote et fonctionnent en permanence En vol vertical et en vol à faible vitesse, quand l'axe longitudinal de l'élément d'avion est proche de la verticale, comme à 15 la figure 15, on obtient la force latérale en faisant basculer longitudinalement l'élément d'avion, en augmentant la poussée pour maintenir la force verticale à un niveau constant et en faisant tourner l'élément d'avion et l'ensemble de câbles bifurqués auquel il est fixé autour de l'axe 111 établi par la ligne reliant les éléments rotatifs 20 supérieur et inférieur 108 et 108 a du système à câbles bifurquéso Quand l'attitude est proche de la verticale, les gouvernes 101 de l'élément d'avion peuvent faire tourner l'avion autour de son axe de lacets en raison de l'effet de retenue des câbles bifurqués qui est exercé sur le basculement latéral de l'avion Le générateur de force latérale 97 ne 25 fournit qu'une force latérale relativement faible à ce moment du fait qu'il ne dispose que de la vitesse du souffle provenant du rotorpropulseur; la poussée du rotor-propulseur incliné constitue le moyen principal pour obtenir la force latérale nécessaire. En vol vers l'avant et quand l'axe longitudinal de l'élément 30 d'avion est basculé sensiblement vers le bas mais reste toujours bien au-dessus de l'horizontale, l'utilisation d'une commande cyclique latérale appliquée au rotor-propulseur 93, plus les gouvernes 101 et les ailerons 96, produisent le moment qui fait tourner l'élément d'avion 92 et l'ensemble de câbles bifurqués 106-107, ce qui permet 35 d'obtenir la force latérale qui fait tourner l'ensemble constitué par l'aéronef hybride L'action obtenue par le générateur de force latérale 97 facilite la rotation, tout comme toutes les gouvernes 9 du composant plus léger que l'air. En vol de croisière, alors que l'axe longitudinal de l'élément d'avion est proche de l'horizontale, la rotation de l'élément d'avion 92 et de l'ensemble de câbles bifurqués 106-107 est obtenue an utilisant une commande cyclique latérale du rotor-propulseur ainsi que la gouverne 101 o La force latérale qui est ainsi produite est encore * augmentée quand on utilise le générateur de force latérale 97. En vol vertical et en vol à faible vitesse 2 les mouvements pendulaires de l'élément d'avion ADAV et la charge suspendue au-dessous sont amortis et automatiquement contrôlés par activation des commandes de l'élément d'avion en utilisant les entrées détectrices de mouvements qui sont appliquées au pilote automatique. L'élément d'avion ADAV à rotors jumelés de la figure 17 est utilisé d'une manière très proche de celle de l'élément d'avion à rotor unique de la figure 14 mais il existe des différences sur la manière dont certains des moments de commande sont crééso L'élément d'avion à rotors propulseurs jumelés comprenant des rotors tournant en sens 20 contraires 121 et 121 a est un type à couple équilibré et il exige des rotors et des systèmes d'entraînement à engrenages de gauche et de droite il est tout à fait possible d'utiliser deux rotors tournant dans le m me sens même si les couples s'additionnent En utilisant un basculement longitudinal différentiel des rotors, on peut s'opposer à 25 la réaction de l'élément d'avion au couple Bien que cet agencement complique les actions du système du pilote automatique, il permet d'utiliser des rotors, des commandes et des dispositifs d'entraînement à engrenages d'hélicoptères existants et identiques, modifiés de façon appropriée, pour agir en tant que systèmes de propulsion à rotors 30 propulseurs. Les fuselages jumelés 119 et 119 a de l'élément d'avion de la figure 17 sont rigidement fixés à l'aile 117 Chaque rotor-propulseur est monté sur le nez de son fuselage et est entraîné par un moteur et par l'intermédiaire d'un engrenage réducteur situé dans la partie avant 35 du fuselage Les réservoirs de carburant et les composants du système de commande du vol sont disposés dans le fuselage à l'arrière des moteurs Comme dans l'élément d'avion du type à rotor propulseur unique, les rotors-propulseurs jumelés 121 et 121 a sont équipés de systèmes de commande de pas collectif et cyclique du type hélicoptère. 5 Ces systèmes sont utilisés pour modifier la poussée du rotor, l'angle du plan pointeparcours, et pour produire des moments de tangage et de lacets au niveau des moyeux L'application simultanée de la commande cyclique longitudinale dans le même sens sur chaque rotor permet d'obtenir un moment de tangage autour de l'axe latéral ou de rotation 10 116 de l'élément d'avion L'utilisation d'une commande cyclique différentielle crée un moment de roulis autour de l'axe longitudinal de l'élément d'avion L'application simultanée de la commande cyclique latérale dans le même sens produit un moment de lacet appliqué à l'élément d'avion, comme le fait une modification du pas différentiel 15 collectif Ces moments sont augmentés par les surfaces de commande, les ailerons 118 s'il en existe, et les queues horizontales 122 et 122 a ainsi que les gouvernes 124 et 124 a On peut également utiliser les queues horizontales 122, 122 a en tant qu'ailerons, en combinant les fonctions d'élévateur et d'aileron de ces éléments. L'axe de rotation de l'élément d'avion est l'axe principal de l'entretoise rotative 112, c'est-à-dire la ligne 112 a reliant la fixation 113 du câble supérieur et la fixation 113 a du câble inférieur. En vol vertical et à faible vitesse, quand l'axe longitudinal de l'élément d'avion est proche de la verticale, l'application de la 25 commande différentielle longitudinale cyclique aux rotors-propulseurs 121 et 121 a amène l'élément d'avion à tourner autour de l'axe 112 a La commande cyclique longitudinale dans le même sens, en liaison avec l'action d'élévateur, fait basculer l'élément d'avion autour de l'axe de rotation 116 En combinant ces actions, on obtient le vecteur de 30 force horizontal désiré pour la manoeuvre de l'élément d'avion, la nacelle 3 et la charge payante 4 suspendue au-dessous, le composant plus léger que l'air 1 suivant ensuite tout mouvement de translation de ces éléments qui se poursuit. Quand l'élément d'avion est basculé vers le bas sensiblement à 35 partir de la verticale et jusqu'à 90 (en se rapprochant de l'horizontale), on obtient la rotation autour de l'axe 112 a en appliquant une modification de pas collectif différentiel aux rotors-propulseurs 121 et 121 a plus l'action des gouvernes 124 et 124 a. Pour des angles de basculement intermédiaires, les ailerons 118, s'il en existe, et les ailerons 124 et 124 a facilitent la rotation de l'élément d'avion sur l'axe 112 a Si nécessaire, on peut augmenter le moment de rotation en utilisant le pas cyclique latéral appliqué dans le même sens aux deux rotors-propulseurs 121 et 121 a et également en utilisant le pas cyclique longitudinal différentiel. L'aile 117 présente la surface et de la corde minimales qui sont nécessaires pour obtenir une structure pouvant porter les charges qui lui sont imposées, tout en ayant une forme aérodynamique qui détermine une faible traînée en vol de croisière et à grande vitesse L'aile est divisée en deux moitiés reliées au centre par un longeron tubulaire 15 114 Le longeron fait fonction d'arbre de rotation passant par les paliers 115 dans l'entretoise rotative 112, conçue pour permettre une rotation libre de l'élément d'avion autour de l'axe de rotation 116. Les paliers 115 sont suffisamment espacés et écartés pour que soit déterminée une rigidité latérale notable empêchant l'entretoise rotative 112 de s'infléchir et de parvenir sur le parcours suivi par les pointes des pales du rotor L'entretoise rotative 112 remplit la fonction importante consistant à transmettre la tension du câble à l'élément d'avion et à maintenir les câbles 6 et 7 éloignés des pointes des pales L'entretoise rotative 112 s'étend jusqu'au plan des 25 rotorspropulseurs. La conduite de carburant prévue dans le câble 7 est semblable à celle montrée à la figure 1 (conduite de carburant 39 a), et elle est fixée à une conduite de carburant montée sur l'entretoise rotative, conduite comportant une section flexible apte à se courber et à ne pas 30 interférer avec le mouvement de basculement de l'élément d'avion La section flexible est proche du longeron d'aile 114 et est reliée aux conduites faisant saillie du longeron d'aile et se terminant dans les moteurs montés dans les fuselages Le carburant nécessaire au composant plus léger que l'air 1 est transporté par une conduite fixée à l'entretoise rotative 112 Cette conduite relie les conduites contenues dans le cable inférieur 7 et le cable supérieur 6 Les lignes électriques utilisent un schéma similaire pour transporter le courant électrique et les signaux de commande vers l'élément d'avion et le composant plus léger que l'air 1 L'arbre transversal qui relie les systèmes d'entratnement par engrenages des deux rotors-propulseurs 121 et 121 a traversent l'aile 117 et le longeron tubulaire 114 au centre de l'aile L'arbre transversal est conçu pour que l'un quelconque des moteurs puisse entraîner les deux rotors en cas de panne de l'un des moteurs Normalement, l'arbre transversal et l'engrenage associé 10 fonctionnent sous de faibles couples de charge mais l'arbre et les engrenages doivent être capables de supporter les charges d'entraînement existantes quand un moteur actionne les deux rotors-propulseurs. Il est possible de monter des générateurs de puissance latéraux 15 semblables à ceux utilisés sur l'élément d'avion à rotor-propulseur unique, élément 97, figure 14, sur chaque fuselage 119 et 119 a, dans le souffle créé par le rotor-propulseur. On comprendra que l'invention puisse utiliser un mélange d'éléments plus lourds que l'air du type ADAV en tandem sur le cable de 20 levage, et même un mélange d'éléments plus lourds que l'air de type ADAV et non ADAV Les figures 18 et 19 représentent un système d'aéronef hybride constitué par un élément plus léger que l'air 1, un élément d'hélicoptère 2 et un élément d'avion ADAV basculant 92 à unique rotor-propulseur Cette figure ne représente pas la nacelle 3 de 25 la charge payante, ni la charge payante 4 de la figure 1 Cet agencement permet d'utiliser un rotor d'hélicoptère de grand diamètre qui, lorsque la force ascensionnelle est inférieure au poids en vol, agit comme un rotor d'hélicoptère habituel fournissant à la fois la force ascensionnelle et la force propulsive de translation L'élément 30 d'avion ADAV 92 est dimensionné pour fournir la force propulsive nécessaire pour propulser le système d'aéronef hybride à la vitesse de croisière requise alors que la charge payante a été déchargée En soulevant au moins son propre poids en vol vertical et à faible vitesse, l'avion ADAV 92 ne provoque pas d'augmentation de dimensions 35 de l'élément plus léger que l'air 1 ou de l'élément d'hélicoptère 2. Quand la force ascensionnelle dépasse le poids en vol de l'aéronef hybride, l'élément d'hélicoptère 2 fournit la poussée négative comme décrit précédemment, mais n'a pas besoin de basculer vers l'arrière en vue du mouvement en translation Ce mouvement est obtenu par l'élément 5 d'avion ADAV 92 D l'élément d'hélicoptère n'a besoin que de fournir la force ascensionnelle négative. Dans certaines circonstances, on peut souhaiter qu'un avion ADAV additionnel semblable à l'avion 1 augmente la capacité de portance. Dans ces cas, ces éléments additionnels peuvent être connectés à l'aéronef 1 en les disposant au-dessus ou au-dessous de l'aéronef 1 au moyen d'un autre élément de tension flexible semblable à l'ensemble bifurqué montré à la figure 14. Si l'on utilise un élément d'avion de type habituel non ADAV, non représenté, à la place de l'élément d'avion ADAV, il en résulte une 15 certaine réduction de complexité de l'ensemble mais l'élément d'hélicoptère 2 ou l'élément plus léger que l'air 1, ou les deux, doivent disposer d'vue capacité de levage plus importante pour porter le poids de l'élément d'avion non ADA Vo Cet élément peut être une adaptation d'un avion existant sans train d'atterrissage et dont le 0 fuselage et les ailes ont été modifiés ou remplacés pour réduire le poids de l'élément d'avion. Les modes de réalisation décrits ci-dessus ont été donnés à titre d'exemples, et d'autres modes de réalisation peuvent être également envisagés dans le cadre de l'invention, telle qu'elle est précisée dans 25 les revendications annexées. REVENDICATIONS 1 Système aérien de levage de charge comprenant plusieurs éléments d'aéronef, caractérisé en ce que l'un desdits éléments comprend un aéronef plus léger que l'air ( 1) et un autre élément 5 comprend un aéronef motorisé plus lourd que l'air ( 2, 92), lesdits éléments étant interconnectés par un élément de tension flexible ( 6, 106) 2 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92) produit une force de poussée dans 10 toute direction désirée. 3 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit aéronef plus léger que l'air ( 1) est un dirigeable, et en ce que ledit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92) est un hélicoptère ou un type d'avion à décollage et atterrissage verticaux. 4 Système selon la revendication 1, caractérisé par plusieurs aéronefs plus lourds que l'air ( 2, 92) alignés verticalement les uns par rapport aux autres et situés sensiblement au-dessous dudit aéronef plus léger que l'air. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits 20 aéronefs plus lourds que l'air sont tous des hélicoptères, ou en ce que certains desdits aéronefs plus lourds que l'air sont des hélicoptères et d'autres desdits aéronefs plus lourds que l'air sont des avions du type à décollage et à atterrissage verticaux. 6 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il 25 comprend un second élément de tension flexible ( 7, 107) fixé audit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92), et en ce qu'une charge payante ( 4) est fixée audit second élément de tension flexible ( 7, 107) et suspendue au-dessous dudit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92). 7 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il 30 comprend un élément de commande ( 3) suspendu au-dessous dudit aéronef plus lourd que l'air, ledit élément de commande comprenant des commandes pour au moins l'un desdits éléments d'avion ( 1, 2, 92), et contenant en outre un équipage pour les manoeuvres. 8 Système selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend une charge payante ( 4) fixée à ou contenue dans le dit élément de commande ( 3). 9 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit élément de tension flexible ( 6, 106) est relié audit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92) de manière à permettre aux forces de tension dudit élément de passer par un point donné situé sur ledit aéronef plus lourd que l'air pour tout emplacement dudit aéronef plus léger que l'air ( 1) pendant le fonctionnement. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un second élément de tension flexible ( 7, 107), pendant dudit 10 aéronef plus lourd que l'air ( 2-, 92) et relié à celui-ci de manière à permettre aux forces de tension dudit second élément de tension flexible d'agir par un point prescrit sur ledit aéronef plus lourd que l'air pour tout angle dudit second élément de tension flexible par rapport audit aéronef plus lourd que l'air pendant le fonctionnement. 15 11 Système selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit aéronef plus lourd que l'air est un hélicoptère ( 2) comprenant un rotor motorisé ( 15), ledit rotor étant concentrique audit premier élément de tension flexible ( 6) et pouvant basculer par rapport à celui-ci. 12 Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que ledit 20 rotor ( 15) comprend plusieurs pales ( 78, 82), ledit hélicoptère ( 2) comprend des moyens articulés ( 75) situés en son centre, et lesdites pales sont fixées auxdits moyens articulés de manière à pouvoir s'étendre librement verticalement vers le bas quand elles ne tournent pas. 13 Système selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit aéronef plus lourd que l'air est un type d'avion ( 92) à décollage et atterrissage verticaux monté concentriquement auxdits premier ( 6, 106) et second ( 7, 107) éléments de tension flexibles, ce montage permettant le basculement longitudinal dudit avion autour de son axe horizontal, 30 et sa rotation en azimut. 14 Système selon la revendication 13, caractérisé en ce que lesdits éléments de tension flexibles comprennent des sections à deux branches ou bifurquées ( 106, 107) et en ce que ledit avion ( 92) comprend un élément latéral ( 94) qui est constitué par une surface de 35 portance aérodynamique et des moyens ( 103, 104, 105) montés aux extrémités extérieures dudit élément latéral, lesdites sections à deux branches ( 106, 107) étant fixées auxdits moyens ( 103, 104, 105) pour permettre le basculement autour de l'axe dudit élément latéral. Système selon la revendication 14, caractérisé en ce que ledit avion comprend un unique rotor-propulseur ascensionnel ( 93) ou plusieurs rotors-propulseurs ascensionnels ( 121, 121 a) montés sur un axe commun. 16 Système selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'au moins un avion additionnel fournissant une poussée ascensionnelle est 10 disposé entre ledit aéronef plus léger que l'air ( 1) et ledit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92). 17 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un second élément de tension flexible ( 7, 107) pendant dudit aéronef plus lourd que l'air, ledit aéronef plus lourd que l'air étant 15 un avion du type à décollage et à atterrissage verticaux comprenant une paire de rotors-propulseurs disposés latéralement et interconnectés par un élément rigide ( 117, 118) tel qu'une barre rigide allongée, qui comporte une surface de poussée ascensionnelle aérodynamique, et un élément de liaison qui relie lesdits éléments de tension flexibles, 20 ledit élément rigide étant relié de façon pivotante audit élément de liaison pour permettre le basculement de l'aéronef autour d'un axe horizontal. 18 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une alimentation de carburant ( 40), un élément de commande ( 3) 25 et une charge payante ( 4) suspendue au-dessous dudit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92), ledit aéronef plus léger que l'air ( 1) supportant ladite alimentation de carburant ( 40), ledit élément de commande ( 3) et ledit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92). 19 Système selon la revendication 18, caractérisé en ce que ledit 30 élément de commande ( 3) contient des commandes pour au moins l'un des éléments d'avion ( 1, 2, 92), et contient en outre un équipage pour les manoeuvres. Système selon la revendication 18, caractérisé en ce que ledit élément de commande ( 3) contient des commandes longitudinales, latérales, de pas de pales de rotor et de vitesses, pour ledit aéronef plus lourd que l'air ( 2, 92). 21 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un aéronef plus léger que l'air additionnel ( 1) et au moins un élément de tension flexible additionnel, les dits éléments de 5 tension flexibles additionnels interconnectant ledit premier aéronef et ledit aéronef additionnel plus léger que l'air. 22 Procédé pour soulever et transporter une charge payante au moyen d'un système aérien qui comprend un aéronef plus léger que l'air et un aéronef plus lourd que l'air, caractérisé par les opérations 10 consistant à disposer ledit aéronef plus léger que l'air sensiblement au-dessus dudit aéronef plus lourd que l'air, à interconnecter lesdits aéronefs au moyen d'un premier élment de tension flexible, à suspendre la charge payante audessous dudit système au moyen d'un second élément de tension flexible, et à soulever et transporter la charge payante 15 tout en manoeuvrant le système avec un minimum d'influence provenant dudit aéronef plus léger que l'air.