FR 2405869 A1 19790511 FR 7731121 A 19771017 La présente invention est relative au contrôle de l'efficacité des surfaces aérodynamiques des aéronefs. Elle vise notamment un procédé et une installation pour le contrale de l'efficacité des surfaces aérodynamiques auxiliaires telles que les voilures et les surfaces de stabilisation des aéronefs. Elle s'applique d'une manière générale à toutes les surfaces aérodynamiques sur lesquelles elle pourra être mise en oeuvre, au moins localement, sur une partie que l'on rendra orientable en vue d'obtenir une efficacité globale déterminée, adaptée aux diverses conditions de vol. Dans l'art antérieur, on détermine les dimensions des surfaces aérodynamiques soit pour obtenir une efficacité convenable pour le fonctionnement le plus critique de l'avion, soit pour optimiser spécialement certaines phases de vol. I1 en résulte qu'en fonctionnement normal, ou pour d'autres phases de vol, l'effet produit par lesdites surfaces peut devenir excessif ou pénalisant et conduit à une dégradation des qualités et performances de vol. Les travaux du demandeur dans le domaine de l'aérodynamique et du contrôle de la stabilité des aéronefs l'ont conduit à étudier et à mettre au point un procédé et une installation permettant d'adapter l'efficacité des surfaces aérodynamiques, notamment de surfaces aérodynamiques auxiliaires orientables commandées par des moyens d'action, aux différentes configurations de vol d'un aéronef. Le procédé pour le contrale de l'efficacité des surfaces aérodynamiques selon l'invention est caractérisé en ce que l'on peut à volonté désaccoupler lesdites surfaces de leurs moyens de commande, de sorte quelles puissent prendre une orientation naturelle dans le courant d'air. L'installation pour le contrôle de l'efficacité des surfaces aérodynamiques selon l'invention est caractérisée en ce que lesdites surfaces sont reliées à des moyens d'action par l'intermédiaire d'un dispositif réalisant à la demande une condition de couplage dans laquelle elles sont solidaires de l'avion, ou une condition de débrayage dans laquelle elles sont libres de prendre une orientation naturelle dans le courant d'air. L'invention présente donc l'avantage de conférer à la surface aérodynamique à laquelle elle est appliquée la possibilité de fonctionner soit en " mode piloté " dans lequel elle produit un effet maximal pour lequel elle a été déterminée, soit en " mode flottant " dans lequel elle devient " transparente ", c'est-à-dire qu'elle produit un effet résiduel très atténué ou nul, ou encore un effet de valeur déterminée. Comme il sera montré dans la suite de la description, l'effet produit en " mode flottant " peut être ajusté à une valeur souhaitée, qui peut être fixe ou variable, dans le but de contribuer au fonctionnement général de l'aéronef. Dans ce but, en mode flottant, les conditions d'équilibre de la gouverne dans le courant d'air peuvent être modifiées par des moyens mécaniques internes mettant en jeu par exemple des contrepoids et/ou un amortisseur, ou bien encore par des moyens externes comme un volet de bord de fuite dont on commande le braquage. L'invention s'applique aux surfaces aérodynamiques des avions subsoniques ou supersoniques à stabilité naturelle ou artificielle pour toutes les configurations de vol. Parmi les surfaces aérodynamiques auxquelles s'applique l'invention, on peut citer notamment les gouvernes de type " canard ", les voilures, les dérives. L'emploi des gouvernes canard présente un grand intérêt pour le fonctionnement des avions pour des régimes de vol très variés - à faible vitesse, il permet notamment d'augmenter la portance ou, à portance égale, il permet d'améliorer la finesse au décollage et à l'atterrissage, - à grande vitesse, l'emploi des gouvernes canard permet d'augmenter sensible ment la manoeuvrabilité de l'avion, qualité recherchée en particulier pour les avions de combat. Cependant, pour certaines configurations de vol à grande vitesse, des inconvénients apparaissent, comme par exemple des interactions aérodynamiques avec la voilure et qui conduisent à escamoter les gouvernes canard dans le fuselage de l'avion, ou à les replier pour constituer des surfaces verticales. L'invention évite le recours à ces dispositifs complexes. On montrera dans la suite de cet exposé que l'emploi des gouvernes canard,auxquelles on applique l'invention,permet,dans les avions à vocation supersonique,de passer du régime subsonique au régime supersonique sans être pénalisé, comme dans l'art antérieur par une forte augmentation de la stabilité et par un équilibrage à l'aide d'une " déportance L'empennage vertical ou dérive d'un avion doit être dimensionné de manière à pouvoir compenser les moments dissymétriques,notamment,le cas échéant, celui dû à un moteur en panne sur un avion multimoteur.En conséquence,en condition normale,l'avion est très sensible au dérapage et peut présenter un moment de rappel important en lacet qui conduit dans la pratique à une dégradation des performances et qualités de vol de l'avion.L'application de l'invention à une partie de la dérive permet, tout en conservant l'efficacité maximale pour les cas critiques de limiter l'efficacité de la gouverne lors du vol en conditions normales à une valeur conférant à l'avion une amélioration notable des possibilités de vol en dérapage ou par vent de travers. On cite maintenant des exemples d'application d'une gouverne canard selon l'invention pour illustrer le progrès technique apporté Exemple 1 - Avions supersoniques : La stabilité statique longitudinale d'un avion est caractérisé par la position relative du centre de gravité par rapport au foyer de l'avion. Sa grandeur est représentée par le moment de rappel en incidence, dont le bras de levier est constitué par la distance séparant le centre de gravité de l'avion et le foyer. La limite de centrage arrière est déterminée généralement par ces conditions de stabilité en vol subsonique. Le passage du vol subsonique au vol supersonique provoque un recul du foyer qui augmente la longueur du bras de levier cité ci-dessus et induit un moment piqueur qu'il faut compenser par un moment cabreur, c'est-à-dire par une " déportance " à la gouverne de profondeur. Cette configuration de vol est défavorable pour la finesse de l'avion. On est donc amené, pour retrouver une condition de vol convenable, en particulier lors des longues phases de vol supersonique, à appliquer des remèdes exigeant la mise en jeu de moyens auxiliaires complexes. Ces moyens consistent en général à doter l'avion d'un dispositif de transfert de charge vers l'arrière afin de faire reculer le centrage de l'avion.parallèlement au recul du foyer. L'invention évite le recours à un tel dispositif dans le cas où l'avion est muni d'une gouverne canard. En effet, l'application dé l'invention à ladite gouverne permet de compenser le recul du foyer qui se produit, par un avancement du foyer que l'on obtient en faisant passer la gouverne canard du mode flottant en vol subsonique au mode piloté en vol supersonique. Exemple 2 : Avions à stabilité longitudinale contralée - Dans ces avions, le centre de gravité est situé à l'arrière du foyer, ou en avant mais près du foyer, la compensation du manque de stabilité naturelle est obtenue à l'aide d'un système automatique fournissant les moments de rappel et d'amortissement nécessaires par action de la gouverne de profondeur, dont le braquage est asservi aux variations d'incidence et de vitesse angulaire de tangage. L'inconvénient majeur de ce mode de fonctionnement réside dans le fait qu'il est indispensable de multiplier, pour des raisons de fiabilité et de sécurité, les chatnes de pilotage automatique accrotssant ainsi notablement le colt de l'équipement électronique de l'avion. L'application de l'invention à la gouverne canard permet à volonté et en particulier en cas de difficulté en vol, de faire reculer le foyer en passant au mode flottant et de procurer à l'avion des conditions de stabilité naturelle qui restituent la possibilité de le contrôler. Exemple 3 - Avions laboratoires : La gouverne canard selon l'invention, permettant de déplacer le foyer de l'avion comme il vient d'être exposé ci-dessus, confère à l'invention une possibilité d'application intéressante aux avions laboratoires dans lesquels elle permet de modifier à volonté la stabilité et de revenir aux conditions initiales, ce qui permet la mise au point et la q,ualification en vol des dispositifs de contrôle de la stabilité. La description qui suit est faite en relation au dessin dans lequel - la figure la représente schématiquement un avion comportant une gouverne canard en condition fixe ou de pilotage (fonctionnement en " mode piloté "), - la figure lb est un schéma identique dans lequel la gouverne canard est en condition de débrayage (fonctionnement en " mode flottant "), - la figure 2 est un schéma d'une gouverne selon l'invention, - la figure 3 est un schéma d'une gouverne comportant un volet de bord de fuite, - les figures 4a et 4b représentent schématiquement une installation de comman de d'une surface aérodynamique comportant un mécanisme permettant de la placer dans une condition de débrayage ou dans une condition de pilotage, - la figure 5 illustre un exemple d'application de l'invention à une partie seulement d'une gouverne, - la figure 6 illustre un exemple d'application de l'invention aux extrémités de la voilure principale d'un aéronef. Sur les figures la et lb, on a désigné par 1 la voilure principale de l'avion et par 2 une gouverne canard articulée selon un axe situé dans un plan horizontal et disposé transversalement par rapport à l'axe longitudinal de l'avion. Dans la figure la, la gouverne 2 est sous la dépendance des moments de commande. Elle fonctionne en mode piloté (mode P), c'est-à-dire que son calage peut être modifié ou maintenu fixe par rapport à l'avion.Au cours des évolutions de l'avion, la gouverne 2, dans cette condition, travaille aux mêmes variations d'incidence que la voilure 1 et participe au fonctionnement de l'avion en produisant notamment, d'une part un moment cabreur provenant de la force F2 variable avec l'incidence, et, d'autre part, un avancement du foyer général de l'avion entrainant une diminution de la stabilité longitudinale en raison de l'emplacement du canard situé en avant de la voilure. Dans la figure lb, la gouverne est rendue ilottante (fonctionnement en mode F) c'est-à-dire qu'elle est libre en rotation autour d'un axe disposé sensiblement perpendiculairement à la direction de vol. L'axe de rotation 6, visible sur la figure 2, étant placé en avant du foyer propre Fc du canard, la gouverne 2 s'oriente donc dans le lit du vent et travaille sous incidence et portance F2 de valeur nulle ou faible et constante et qui demeure indépendante des variations d'incidence de l'avion. En pratique, dans cette condition, on peut considérer que la gouverne ne participe pas au fonctionnement en incidence, elle est dite " transparente " et les effets indiqués ci-dessus pour le iode P (moment cabreur et avancement du ioyer) disparaissent.Il s'ensuit donc, par rapport au cas de la figure la une augmentation de la stabilité longitudinale et, en outre, l'interaction aérodynamique avec la voilure devient négligeable. Avec ce fonctionnement en mode F, en dehors d'une influence constante de valeur faible provenant de la force résiduelle F2, tout se passe comme si l'avion n'était pas équipé de gouverne canard ou bien que celle-ci se trouve en position escamotée ou repliée. Sur la figure 2 on a schématisé les moyens permettant de régler la position d'équilibre de la gouverne 2 fonctionnant en mode F. Cette position résulte de l'équilibre des moments autour de l'axe de rotation 6, c'est-à-dire de l'équilibre entre le moment d'origine aérodynamique provenant de F2, le moment d'origine massique provenant de l'excentrement du centre de gravité du système par rapport à l'axe 6 et le moment de réglage dû au mécanisme comprenant le contrepoids 4 et l'amortisseur 5. L'invention prévoit de régler la position d'équilibre de la gouverne 2 au moyen du mécanisme de réglage 4 - 5 pour obtenir une configuration telle que la force produite prenne une valeur souhaitée qui peut être fixe ou variable. Un premier moyen consiste à déplacer le contrepoids 4 qui peut être rapproché ou éloigné de l'axe de rotation 6 au moyen d'un moteur non représenté sur la figure. Le repère 7 désigne le dispositif de couplage et débrayage de la gouverne 2. Ce dispositif dont la commande est schématisée en 7' assure entre la bielle 9 solidaire de la gouverne 2 et la bielle il solidaire des moyens d'action de la gouverne, une condition de couplage ou une condition de débrayage. Un second moyen pour faire varier les conditions d'équilibre de la gouverne 2 est illustré sur la figure 3. La gouverne 2 est munie d'un volet auxiliaire 3 ou " tab ", articulé sur la gouverne 2 au moyen d'une charnière dont l'axe 6' est parallèle à l'axe de rotation 6 de la gouverne 2. Le volet 3 est relié à la partie mobile d'un vérin 3', dont le corps est solidaire de la gouverne 2. Le vérin, représenté à l'extérieur de la gouverne 2 pour la commodité du dessin, est sous la dépendance de moyens de commande connus établissant une loi de pilotage appropriée. Le braquage du volet commandé par le vérin 3' développe une force aérodynamique F'3 dont le moment entraine un pivotement de la gouverne 2 libre sur son axe de rotation 6 jusqu'à une position telle qu'il y ait équilibre avec le moment opposé provenant de la nouvelle force F"2 relative à la gouverne 2. On voit que non seulement l'invention permet de produire une force utilisable pour le pilotage à l'aide d'une gouverne canard fonctionnant en mode flottant, comme il est possible d'en produire à l'aide d'une gouverne de l'art antérieur fonctionnant en mode piloté, mais elle présente un avantage supplémentaire en ce que la gouverne de l'invention conservant sensiblement la même incidence dans le courant d'air pour toutes les incidences de l'avion ne modifie pas les conditions de stabilité de l'avion et supprime le risque connu du décrochage " des gouvernes canards de l'art antérieur lorsque l'avion évolue à grande incidence. Avantageusement le volet 3 est muni d'une bielle 30 de commande de sa position qui peut être rendue solidaire de l'avion dans le cas de panne des moyens de commande du volet, de sorte qu'il est toujours possible de commander le braquage du volet. Les figures 4a et 4b montrent schématiquement une réalisation d'un mécanisme permettant le passage du mode P au mode F et inversement dans le cas le plus général ou la gouverne 2 en mode P peut egalement être pilotée sous l'action d'une commande 1I. Le mécanisme comprend essentiellement deux couples de vérins à action symétrique (12, 12'), (13, 13') associés à un système de bielles 8, 9, 10, 11. La bielle 8 est fixée à l'axe de rotation 6 de la gouverne 2 comme indiqué sur la figure 2. La bielle 10 comporte à chacune de ses extrémités un bloc 14 et 14' sur lequel s'exerce l'effort provenant des vérins. Pour la clarté du dessin, on a seulement représenté les éléments essentiels à la bonne compréhension de l'invention, c'est ainsi que les vérins sont représentés par leurs éléments mobiles. Selon la figure 4a, le fonctionnement en mode F est obtenu en maintenant le bloc 14' en position fixe par l'action des vérins 13 et 13' et en libérant le bloc 14 par un recul symétrique des vérins 12 et 12'. La gouverne 2 est alors libre de se débattre sous l'action de la force aérodynamique F' 2. Sa position d'équilibre est déterminée comme expliqué plus haut. Le passage au fonctionnement en mode P, fig. 4b, est obtenu en commandant le rapprochement symétrique des vérins 12 et 12' qui, dans leur mouvement, ramènent et maintiennent le bloc 14 à la position neutre indiquée sur la figure. La gouverne 2 est alors verrouillée. Dans le cas où la gouverne également doit être pilotée, l'action de rapprochement des vérins 12 et 12' provoque simultanément le recul symétrique des vérins 13 et 13' et l'action de pilotage exercée sur la bielle Il permet de braquer la gouverne 2 à l'incidence désirée. Dans la figure 5, l'invention est appliquée à une partie seulement 15' de l'empennage vertical 15 arrière d'un avion, au moyen d'un dispositif non représenté sur la figure, mais qui peut être du type de celui mentionné dans les figures 3a et 3b. L'extrémité 15' de la gouverne montée à rotation selon un axe a-a' sensiblement transversal à l'axe longitudinal de l'avion, est susceptible de fonctionner en mode P ou en mode F, alors que la partie 15 de la gouverne est fixe ou encore sous contrôle de pilotage.L'avantage apporté par cette variante de l'invention est qu'il est possible de dimensionner 1 'ensem- ble de la gouverne et de choisir le mode de fonctionnement le mieux adapté pour chacune des configurations de vol d'un avion Il est ainsi possible de réduire la prise au vent latéral et d'améliorer le vol en dérapage ou par vent de travers. En outre, selon l'invention, le pilotage de la gouverne 15 en condition de débrayage par des moyens de commande internes, procure une possibilité supplémentaire de pilotage en lacet. Dans la figure 6, l'invention est appliquée à une partie seulement de la voilure principale 1 d'un avion. Les extrémités 2 de chacune des ailes 11-12 sont montées à rotation sur lesdites ailes selon un axe b-b' sensiblement transversal à l'axe longitudinal de l'avion. Des volets auxiliaires 3 comportant des moyens de commande de braquage sont articulés sur les surfaces 2 selon un axe parallèle au bord de fuite de la voilure. Les surfaces 2 peuvent fonctionner en mode P ou en mode F gracie à un dispositif non représenté sur la figure, mais qui peut être du type décrit dans les figures 4a, 4b. Ce dispositif assure la condition de couplage dans laquelle elles contribuent à produire l'effet aérodynamique total de la voilure 1, ou la condition de débrayage dans laquelle les surfaces s'orientant dans le courant d'air permettent de diminuer la surface aérodynamique et le gradient de portance de façon à réduire, par exemple, la sensibilité de l'avion aux turbulences. En outre, selon l'invention, le pilotage des surfaces 2 par l'intermédiaire des volets 3 permet de conserver la totalité de la capacité de con tr8le en roulis de l'avion. Selon le but recherché, on pourra, sur un même avion, appliquer l'invention à une seule des surfaces d'un type approprié ou au contraire on l'appliquera simultanément à plusieurs surfaces de types différents. REVENDICATIONS 1 - Procédé de contrôle de l'efficacité des surfaces aérodynamiques d'un aéronef dans lequel on met en oeuvre des surfaces aérodynamiques auxiliaires orientables couplées à des moyens d'action, caractérisé en ce que l'on peut à volonté désaccoupler lesdites surfaces de leurs moyens d'action de sorte qu'elles puissent prendre une orientation naturelle dans le courant d'air. 2 - Procédé selonla revendication 1, caractérisé en ce que lesdites surfaces étant désaccouplées de leurs moyens d'action, on fait varier leurs conditions d'équilibre pour modifier leur orientation naturelle. 3 - Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'on fait varier leurs conditions d'équilibre en modifiant le réglage d'un mécanisme comprennent un contrepoids et un amortisseur. 4 - Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'on fait varier leurs conditions d'équilibre en modifiant le braquage d'un volet de bord de fuite articulé sur lesdites surfaces. 5 - Installation pour le contrôle de l'efficacité des surfaces aérodynamiques d'un aéronef comportant des surfaces aérodynamiques orientablescouplées à des moyens d'action, caractérisée en ce que lesdites surfaces sont reliées aux moyens d'action par l'intermédiaire d'un dispositif réalisant à la demande soit une condition de couplage, dans laquelle elles sont solidaires de l'avion, soit une condition de débrayage dans laquelle lesdites surfaces sont libres de prendre une orientation naturelle dans le courant d'air. 6 - Installation selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre des moyens pour faire varier les conditions d'équilibre desdites surfaces en condition de débrayage pour modifier leur orientation dans le courant d'air. 7 - Installation selon la revendication 6, caractérisée en ce que les moyens comprennent un mécanisme de commande du braquage d'un volet articulé sur lesdites surfaces. 8 - Installation selon la revendication 7, caractérisée en ce que le volet comprend en outre une bielle de commande mécanique de son braquage. 9 - Installation selon la revendication 6, caractérisée en ce que les moyens sont constitués par un mécanisme comprenant un contrepoids et un amortisseur. 10 - Installation selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisée en ce que les surfaces aérodynamiques sont constituées par des gouvernes de type canard disposées à l'avant de la voilure et articulées selon un axe disposé transversalement par rapport à la direction du vol. 11 - Installation selon une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisée en ce que les surfaces aérodynamiques sont constituées par les extrémités de la voilure principale de l'aéronef. 12 - Installation selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisée en ce que les surfaces aérodynamiques sont constituées par une partie de l'empennage vertical de l'aéronef. 13 - Installation selon l'une quelconque des revendications 5 à 12, caractérisée en ce que le dispositif réalisant la condition de couplage ou de débrayage comprend deux couples de vérins agissant chacun sur l'extrémité d'une bielle solidaire des moyens d'actionnement des surfaces aérodynamiques orientables.