FR 2880867 A1 20060721 FR 0500569 A 20050119 1 Aéronef à décollage et atterrissage court 1 Le concept de l'avion civil actuel fig (la) est limité dans son évolution, entre autres,par 2 impératifs en opposition, d'une part la recherche de la rentabilité maximum, liée aux performances, et d'autre part les problèmes de nuisance: bruit, limite environnementale de l'interface (infrastructure sol). l'augmentation de la charge payante et de la distance franchissable a pour conséquence d'augmenter la charge alaire,donc la puissance installée, le bruit et la distance de décollage. Les contraintes environnementales sont telles qu'on assiste à un blocage de l'évolution du concept classique le problème posé est donc de réduire les contraintes environnementales en réduisant de façon substantielle,le bruit et la distance de décollage,sans pour autant affecter les performances d,e l'aéronef et sa rentabilité Il existe,bien évidemment, des solutions pour réduire la distance de décollage, par exemple, les dispositifs hypersustentateurs, qui ont pour effet d'augmenter la valeur du coefficient de portance Cz de l'aile.Le niveau d'efficacité de ces dispositifs atteint une asymptotique technologique qu'il est difficile d'améliorer.Le Cz maximum est de l'ordre de 2,5 à3 Si l'on veut augmenter la charge payante et la distance franchissable il faut: soit augmenter la vitesse de décollage, soit augmenter la surface alaire donc augmenter la puissance installée.Or, l'augmentation de surface est elle même limitée par les contraintes environnementales liées aux infrastructures sol, en particulier la norme OACE limitant à 80 mètres l'envergure des aéronefs. par ailleurs, l'augmentation de la distance de décollage est limitée par la surface occupée par l'infrastructure sol (longueur des pistes) dans l'environnement urbain qui lui est de de plus en plus hostile l'amélioration du concept actuel d'un aéronef civil passe ainsi par l'augmentation: du coefficient de portance faute d'augmenter la surface S de l'aile la vitesse de décollage V2 et la distance de décollage.Le Cz étant lui même limité par les possibilités techniques,l'augmentation de la portance au décollage F= p/2 Cz S V2 passe par une force portante d'appoint indépendante de l'aile ce qui revient à obtenir un Cz équivalent à KCz classique K étant un coefficient multiplicateur 1. Cette augmentation de portance devant être obtenue sans altérer sensiblement la traînée Cx et sans imposer un supplément de puissance installée La présente invention est caractérisée par un concept fig lb, l c, l d qui permet d'obtenir un coefficient de portance total (aile + fuselage) ramené à la surface de l'aile classique supérieur de 20à40% du Cz de l'avion classique, un ratio Mg/Pu poids global de l'aéronef en daN sur puissance installée en cv égal ou supérieur au ratio de l'aéronef classique, et une réduction dimensionnelle de l'envergure sans modifier pour autant la surface alaire, en faisant participer le fuselage à la portance générale par une forme particulière en cuillère dans laquelle circule un flux d'air à grande vitesse généré par une hélice propulsive ou turbofan à grande dilution, placé à l'arrière du fuselage, qui se traduit par une portance pouvant atteindre 20 à 40% du poids de l'aéronef à une vitesse de déplacement faible voire nulle,conjuguée à la portance obtenue par une aile divisée en 2 sections (aile avant et aile arrière) équipées de dispositifs hypersustentateurs développés sur la totalité de l'envergure des dites ailes. Il est connu en soi que la circulation d'un flux d'air F à grande vitesse dans un tuyau coupé en '/2 section provoque,suivant la relation de BERNOUILLI pV2/2g une dépression qui se traduit par une force gradiante au vecteur de circulation suivant la fig 2 Si St est la surface projetée de la'/2 section du tuyau, dans lequel circule le flux F la force engendrée par cette circulation est Fz= k St x p p étant la force verticale par unité de surface k étant un coefficient de rendement suivant la Fig 2 (a)représente le '/2 tuyau (b) représente le vecteur de circulation F (c)représente le générateur d'air (hélice ou turbofan) (d) représente la force gradiante Fz la vitesse de circulation V du flux F dans le '/2 tuyau (a) dépend de la puissance installée (Pu) et du diamètre de l'hélice (0) suivant une relation connue en soi. Le concept appelé aile CUSTER a fait l'objet d'un brevet déposé en 1927 le canal de circulation a été intégré dans une aile classique. De ce fait la force 3 1 portante obtenue par l'aile CUSTER doit être diminuée de la force de l'aile classique équivalente à la surface occupée par l'aile CUSTER l'invention revendiquée utilise le principe connu en soi de la circulation d'un flux d'air à grande vitesse dans un canal. Elle est caractérisée par une 5 application de ce principe non pas à une aile mais à un fuselage de forme appropriée dite forme cuillère, qui libère la surface de l'aile et augmente la portance générale Afin d'améliorer la force Fz crée par la circulation du fluide F le fuselage est. caractérisé par une forme appropriée suivant la fig 3 dite forme cuillère dont la vue en plan représente une flèche dont les arêtes font un angle de 60 à75 par rapport au vecteur vitesse V et une section transversale évoluant d'une forme trapézoidale à l'avant à un '/2 anneau à l'extrémité arrière formant un canal de circulation du flux F alimenté par une hélice propulsive ou turbofan situé à l'arrière du fuselage le tourbillon marginal sur les arêtes en forme de flèche est aspiré par le flux F alimenté par l'hélice propulsive qui provoque une augmentation substantielle de (portance tourbillonnaire) qui peut atteindre 30% de la portance linéaire du fuselage. La forme avant du fuselage occupe un volume Vu suffisant pour assurer le 20 logement de la charge utile et l'équipage.Elle est étudiée aérodynamiquement pour ne pas perturber l'écoulement du flux F. La partie en forme de canal est caractérisée par une section en forme de profil d'aile qui améliore la portance Fz. La fig 3 est un exemple d'application de l'invention caractérisant la forme du 25 Fuselage la fig 3a représente une forme de cuillère qui est la forme de base inférieure du fuselage(3) avec une vue en plan en forme de flèche présentant des arêtes marginales faisant un angle de 60 à 75 la fig 3b représente la base du fuselage en forme de cuillère tronquée à l'arrière 30 en section % circulaire (4) la base arrière du fuselage étant relevée pour former ce cercle la section avant étant de forme trapézoidale (5) pour loger le fuselage habité 1 la fig 3c représente le fuselage habité (6) en position dans la base du fuselage en forme de cuillère la forme aérodynamique de cette partie du fuselage est étudiée pour ne pas altérer l'écoulement du flux F la circulation du flux est représentée par le vecteur (7) et le tourbillon marginal 5 aspiré par le flux F (8) la section arrière de la base du fuselage (3) est en forme de profil d'aile(9) sur sa '/2 circonférence pour améliorer les qualités aérodynamiques du flux le rendement énergétique Mg/Pu Mg étant le poids soulevé en daN et Pu la puissance motrice installée en cv de l'aile CUSTER est d'environ 3 à 4 A titre d'exemple, un avion classique à hélice a un ratio Mg/Pu qui varie de 3,5 pour un avion de chasse (P51) à 6 pour un bombardier B17,5 pour un DC3 et 5/6 pour un avion de tourisme,4 pour un C130 et 4,2 pour un Transall C160 l'amélioration du ratio revendiqué par l'invention est caractérisée par un apport de portance d'une aile tandem fortement hypersustentée qui apporte un complément à la portance du fuselage de forme cuillère et permet d'obtenir un ratio de l'ordre de 5 à7 toute chose égale d'ailleurs L'invention est également caractérisée par une augmentation possible de la masse totale à puissance égale et performances égales par rapport à un avion classique. Par exemple un aéronef conçu suivant l'invention comparé à un avion Transall C160 afficherait une masse totale de 10à15% supérieure La surface portante de l'aile est divisée en 2 '/2 ailes (avant et arrière) toutes les 2 portantes qui constituent une aile tandem connue en soi permettant une réduction d'envergure de 30% caractérisée par une disposition particulière des 2 voilures D/l >3 (D) étant l'écartement horizontal entre les 2 voilures et (1) la corde moyenne de l'aile avant et un écartement vertical H/1 variant entre 0,5 et 1,5 valeur obtenue par une disposition de l'aile arrière en forme d'aile de mouette avec un dièdre initial de l'ordre de 10 à 15 et une extrémité à dièdre inversé de l'ordre de -20à-30 tel que l'écoulement du tourbillon marginal de l'aile avant circule dans le V formé par l'aile arrière. La voilure tandem est également caractérisée par l'utilisation de volets Hypersustentateurs développés sur la totalité de l'envergure des 2 ailes suivant une cinématique connue en soi 1 la fig 4a est un exemple de disposition de l'invention dans laquelle le fuselage (10)en forme de cuillère est coiffé à l'avant par une aile (11) et à l(arrière par une aile (12) en forme de mouette l'écoulement tourbillonnaire (13) passant dans le V de l'aile arrière jusqu'à des angles d'incidence de 30 la fig 4b montre le développement des volets d'hypersustentation avant et arrière suivant une cinématique connue en soi qui peut être mécanique ou électrique le contrôle de la stabilité sur les 3 axes: tangage, roulis, lacet est obtenu par des volets aérodynamiques placés dans le souffle de l'hélice ou flux froid 10 d'un turbofan qui assurent une efficacité d'action indépendante de la vitesse de déplacement de l'aéronef l'invention est caractérisée par un dispositif de contrôle de la stabilité sur les 3 axes indépendante de la vitesse de déplacement de l'aéronef la fig 5 est un exemple de disposition des volets de contrôle en stabilité 15 placés dans le souffle de l'hélice propulsive (15) , le volet (16) agit en direction le volet (17) est constitué de 2 i/2 volets (17g) et (17d) qui peuvent agir en phase pour contrôler le tangage ou en différentiel pour contrôler le roulis un anneau 14 permet d'augmenter le rendement de l'hélice et diminuer le bruit l'utilisation des dispositions revendiquées par l'invention permet d'obtenir 20 pour un aéronef léger revendications 1 1 Aéronef à décollage et atterrissage court caractérisé par un concept de fuselage porteur et aile tandem fortement hypersustentée, permettant d'obtenir un coefficient de portance Cz total (aile + fuselage) supérieur de 20 à 40% au Cz de l'avion classique à surface d'aile égale, une augmentation du ratio Mg/Pu,Mg étant le poids total de l'aéronef,Pu étant la puissance installée, et une diminution de l'envergure de l'aile, à surface égale à l'aile unique d'un avion classique 2 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 caractérisé par un fuselage porteur en forme de cuillère générant une portance d'appoint substantielle allant de 20% à 40ù du poids total de l'aéronef,portance s'ajoutant à la portance de la voilure 3 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 2 caractérisé par un fuselage porteur en forme de cuillère dont la vue en plan forme une flèche, dont les arêtes font un angle de 60 à 75 avec le Vecteur vitesse et une section transversale évoluant de trapézoidale à l'avant à un'/2 anneau à l'extrémité arrière, formant ainsi un canal dans lequel circule un flux d'air F à grande vitesse alimenté par une hélice propulsive de manière connue en soi. La forme du fuselage permet le logement de la charge utile et de l'équipage sans altérer l'écoulement du flux d'air F. La section du canal dans laquelle circule le flux F est en forme longitudinale de profil d'aile pour améliore la valeur de la portance 4 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 3 Caractérisé par l'augmentation de portance du fuselage généré par l'aspiration du tourbillon marginal aux arêtes du fuselage par le flux d'air F alimenté par l'hélice propulsive qui s'ajoute à la force portante générée par la circulation du fluide dans le canal Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 caractérisé par une augmentation du rendement énergétique Mg/Pu obtenu 1 par un apport de portance du fuselage, autorisant ainsi une augmentation de la masse totale à puissance égale au concept classique 6 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 constituée d' une aile de type tandem connue en soi caractérisée par une disposition particulière des 2 voilures avant et arrière telle que le rapport D/L >3 (D) étant la distance horizontale entre les 2 voilures et (L) la corde moyenne de l'aile avant et une disposition verticale H/L variant cle 0,5 à 1,5, H étant la distance verticale entre les 2 voilures la variation de H étant obtenue par effet dièdre de l'aile arrière en forme d'aile de mouette de 10 à 15 avec extrémités en dièdre inversé de -20 à -30 les 2 ailes avant et arrière portant des dispositifs hypersustentateurs sur la totalité de leur envergure 7 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 6 caractérisé par un écoulement du tourbillon marginal de l'aile avant dans le creux du V de l'aile arrière jusqu'à une incidence de +30 8 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 1 Caractérisé par un contrôle de stabilité sur les 3 axes assuré par des volets aérodynamiques indépendants de la vitesse de déplacement de l'aéronef situés dans le souffle de l'hélice propulsive ou dans le flux froid d'un turbofan 9 Aéronef à décollage et atterrissage court suivant revendication 2 caractérisé par une surface de plancher utile d'un seul niveau d'une Surface 30à50% supérieure à celle d'un plancher d'un avion classique