FR 2710898 A1 19950414 FR 9312054 A 19931007 DISPOSITIF DE SUSTENTATION D UN AERONEF A AILES DECALEES La portance d'une aile d 'avion est un déterminant du poids total de l'appareil. La formule bien connue 1/2 CzSV2 indique entre autre que l'amélioration du Cz affectant une surface ailaire S permet d'augmenter la portance. Dans un avion classique à stabilisateur arrière,la surface S est consiérée comme étant la surface de l'aile seule à l'exclusion de la surface Se de l'empennage horizontal. Il est à noter qu'au décollage le stabilisateur est déporteur et agit au détriment de la portance de l'aile. Par ailleurs, les dispositifs hypersustentateurs utilisés pour augmenter le Cz n'affectent en général qu'une portion de l'aile, de 1 'ordre de 50 Z à 80 Z. Ainsi la disposition ailaire d'un avion classique à stabilisateur arrière ne permet pas d'utiliser l'aile à son rendement maximun de portance. La disposition, dite canard, du stabilisateur plage à l'avant de l'aile permet d'augmenter la portance au décollage puisque le stabilisateur eskporteur, mais1 la stabilité de l'avion est affectée par cette disposition. La présente invention est caractérisée par une disposition de la voilure conjuguée à des volets faisant office d'hypersustentateurs, de profondeur, et de gauchissement, telle, que la portance au décollage est utilisée avec son maximum de rendement. Dans ce but, la voilure est considérée de surface So + Se, So étant la surface de l'aile seule d'un avion classique à stabilisateur arrière, et Se étant la surface de ltempen- nage horizontal du même avion classique à stabilisateur arrière. Elle est composée de 2 + ailes décalées dans le plan vertical et horizontal, telle que chaque + aile participe à la portance générale. Ces 2 t ailes sont calées sur l'axe de référence à un certain angle qui peut être différent pour chaque t aile en fonction des interférences aérodynamiques, mais qui restent fixes de montage. Toutefois la + aile avant peut-être dotée d'un système de réglage manuel d'incidence. Des volets de bord de fuite de préférence à fente affectent la totalité de l'envergure des 2+ ailes permettant ainsi de faire bénéficier la totalité de la surface ailaire So + Se de l'augmentation du Cz du à l'hypersustentation. Ainsi et par exemple Alors qu'un avion classique à stabilisateur arrière de surface d'aile So et de surface d'empennage horizontal Se - 20 Z So pourvu d'une hypersustentation sur la moitié de la surface So de l'aile permettant une augmentation de C: de 1,2 à 1,6 peut espérer obtenir une portance à l'incidence de décollage et à vitesse Vd de F-1 CzSoVd2 + 100 CzvSoVd2 - îO0CzeS'Vd2 1600 2 1600 2 F - 100(120 + 160 -0,2x30) SoVd2 1600 2 F - 100 (1,34)SoVd2 1600 La portance obtenue avec-l'utilisation d'un dispositif caractérisant la présente invention permet d'obtenir dans les mêmes conditions F t 100 Czv(So+Se)Vd2 1600 F - 100 x160 (1.2SoVd2) 1600 F - 100 x 1,92SoVd2 1600 Soit une augmentation de portance de 192 - 134 -43 2 134 ou à puissance égale - 23 Z La disposition de la voilure correspond à une aile biplane avec décalage interplan vertical et horizontal tel, que la voilure se présente sous la forme de 2+ ailes de surface égale ou inégale. L'aile avant pouvant être décalee au dessus ou de préférence au dessous de l'aile arrière sur le plan vertical. La valeur du décalage vertical est au moins égal ou supérieur à + de la valeur de la largeur de l'aile avant.La valeur du décalage sur le plan horizontal est au moins égal ou supérieur à 2 fois la largeur de l'aile avant. L'angle entre la référence horizontale et la droite reliant le bord de fuite de l'aile avant au bord d'attaque de l'aile arrière devant être égal ou supérieur à 15 çIG IIb. Une telle disposition est fondamentalement différente de celle adoptée par NENADOVITCH ou DELANNE (Brevet Nu803995) qui conduit à des interférences aérodynamiques importantes entre les 2 ailes s;:r:out Iw a '* 1" voilure 5t as: u ossus da l'ai- arrière qui entraine une perte de portance de l'aile arrière aux grands angles d'incidence, ou la sortie de l'hypersustenteur avant. Chaque i aile est équipée de volets de bord de fuite sur toute l'envergure de chaque i aile. Ces volets peuvent être utilisés simultanément comme volets d'hypersustentation, volets de profondeur, ou ailerons. Leur braquage peut varier de - 100 A + 350 environ. Ces volets de préférence A fente sont conjugués et commandé simultanément vers le bas par une seule commande agissant en hypersustentation, mais également en opposition de braquage par action d'une seconde commande de profondeur et ce quelque soit le braquage de la commande d'hypersustentation. Ainsi la commande d'incidence qui détermine l'angle de montée ou de descente agit quelque soit l'angle de braquage de l'hypersustentation. Egalement la commande de gauchissement permet d'agir sur les ditsvolets par opposition de braquage transversale, par exemple positif A gauche et négatif A droite ou vice versa, et ce quelque soient les positions des 2 autres commandes. Une description détaillée de la présente invention donnée A titre d'exemple est repreghtee par les figures FIC 1 schématise un avion classique A stabilisateur arrière. En vol normal la force Fe sur l'empennage horizontal est voisine de O. On a donc P - Fz P - poids Fz - portance de 1 'aile En conditions de décollage A incidence Id P " Fzd-Fe Fe etant la force négative sur l'empennage horizontal permettant de faire basculer l'avion A l'incidence Id La FIG II a schématise la disposition de voilure NENADOVITCH DELANNE, ou Pou du ciel dans laquelle Id est l'incidence de décollage de l'aile arrière Ia la deflexion aérodynamique des filets d'air sur l'aile arrière Ir l'incidence réelle aérodynamique de la portance de l'aile arrière On voit que Ir est inférieur à Id donc la portance diminue sur 1 'aile arrière par rapport t la portance de la même aile de la fig I. La fig IIb schématise la disposition de voilure suivant le brevet revendiqué dans laquelle l'incidence de décollage Id est le résultat de 2 couples l'un positif de valeur F'Z2 x L2 et l'autre négatif de valeur F'ZI x L1 tel que : P -(FZ1 + F'Z1) + (FZ2 - F'Z2) avec F'Z1 - F'Z2 La surface équivalente de 1 'aile étant S - S1 + S2 (So + Se) avec So surface aile avion classique Se surface empennage du même avion classique fig 3 est un schéma de principe de fonctionnement des volets FIG 4 est un schéma en projection du boîtier de commande des volets FIG 5 est un schéma des différentes positions angulaires des volets suivant l'action des commandes. La FIG 5a représente l'action des volets en hypersustention La FIG 5b représente l'action des volets en montée de l'aéronef La FIG 5c représente l'action des volets en descente de l'aéronef La FIG 5d représente l'action des volets an gauchissement de l'aéronef FIG 6 est une application de l'invention sur un aéronef La voilure de surface S I So + Se par rapport à un avion classique å stabilisateur arrière, est composée de 2 + ailes (1) et (2) définies par un profil connu en soi, de profondeur 1 et d'envergure L, de surface Si pour l'aile (1) et S2 pour l'aile (2) telle que S - S1 + S2. Chaque + aile est calée de construction à un angle et sur le fuselage. Ce calage est fixe mais l'aile avant peut-être réglée en incidence manuellement. Ces 2 i ailes constituent 1 'aile globale. Elles sons décalées l'une par rapport i l'autre d'une hauteur h dans le plan vertical au moins egale à la moitié de la valeur de la largeur de l'aile avant, et dans le plan horizontal d'une valeur a au moins égale à 2 fois la valeur de la largeur de l'aile avant. L'aile avant peut-être située au dessus mais de préférence au dessous de l'aile arrière sans sortir de la présente invention. Chaque i aile est dotée d'un volet (3a) et (3b) de type de préférence à fente connu en soi couvrant la totalité de l'envergure de chaque + aile. Chaque volet est articulé sur des axes (4) solidaires de la partie fixe de chaque + aile. Chaque volet est commandé en pivottement autour de l'axe (4) par des guignols (5) et (6) commandés par des tiges (7) et (8) le guignol (5) étant positionné au dessus de l'axe (4) pour l'aile avant, et le guignol (6) positionné en dessous le l'axe (4) pour l'aile arrière. Les tiges (7) et (8) sont solidaires d'un guignol (9) monté tournant librement sur un axe (10) solidaire d'un chariot (11) se déplaçant longitudinalement sur des glissières (12) Les 2 guignols (9) droite et gauche sont actionnés en rotation opposée par 2 tiges (13) montées sur un guignol (14) dont l'axe de pivottement est à 90 de l'axe des glissières du chariot (11) . Ce guignol (14) est commandé en rotation ± sur son axe par 2 cables flexibles (15) reliés à la commande de gauchissement. Un levier (17) claveté sur l'arbre (10) actionne une équerre (17a) par mouvement de rotation d'avant en arrière. Cette équerre porte le guignol (14) qui commande par les tiges (13) les guignols (9). Le levier (17) peut-être verrouillé à des valeurs de 0 à 30O environ telle que cette sélection entraine un pivottement correspondant des 2 guignols (9) et des volets (3a) et (3b). Le chariot (11) coulisse sur 2 glissières (12) liées au fuselage dans le sens longitudinal. Sa position est contrôlée par une tige (18) liée à un guignol (19) commande en rotation autour d'un axe (20) par une tige (21) solidaire du manche de contrôle de profondeur (22) tel qu'un mouvement de ce manche entraine un déplacement d'avant en arrière ou vice versa du chariot (11) et des guignols (9) qui entraient une rotation différentielle des volets (3a) et (3b) par exemple positif pour (3a) et négatif pour (3b) ou vice versa. Tel que le mécanisme ainsi décrit permet d'abaisser simultanément les volets (3a) et (3b) de 0 à 30 environ par le levier (17) et agir sur les mêmes volets en rotation différentielle + ou - par action du manche de profondeur ( 22) dans le sens longitudinal et par action également différentielle + ou - par l'action du gauchissement (15) dans le sens transversal. La solution mécanique décrite à titre d'exemple peutstétendre à une solution hydraulique ou électrique conservant la même cinématique sans sortir du cadre de la présente invention. Par exemple par une action des tiges (7) et (8) sur des codeurs liés au fonctionnement des vérins linéaires de commande des volets par un système informatique approprié. Ainsi un avion muni d'une voiture telle que décrite par la présente invention peut-etre utilise avec un poids au décollage supérieur au même avion de type classique a stabilisateur arrière ou afficher à poids égal une vitesse de décollage plus faible et une vitesse ascensionnelle plus grande. REVENDICATIONS 1) Disposifif de sustentation d'un aéronef à aile biplane avec entreplan décalé dans le plan vertical et horizontal muni de volets de bord de fuite sur toute l'envergure de chaque i aile avant et arrière, caractérisé en ce que les dits volets agissent à la fois comme hypersustentateurs, profondeur et gauchissement, permettant d'obtenir un gain substanciel de portance au décollage par rapport à un avion classique à stabilisateur arrière. 2) Dispositif de sustentation d'un aéronef à aile biplane suivant revendication 1 caractérisé par le fait que l'en- treplan entre les 2 ailes avant et arrière est au moins égal à la moitié de la valeur de la plus grande largeur de l'aile avant dans le plan vertical, et au moins égal ou supérieur à 2 fois la valeur de la plus grande largeur de l'aile avant dans le plan horizontal. L'angle entre le bord de fuite de l'aile avant et le bord d'attaque de l'aile arrière reste supérieur à 150 par rapport à la référence d'incidence de la voilure 3) Dispositif de sustentation d'un aéronef à aile biplane suivant revendication 1 caractérisé par le fait que la surface ailaire des ailes avant et arrière peuvent être égales ou inégales et que l'aile avant peut être positionnée au dessus ou de préférence au dessous de l'aile arrière. 4) Dispositif de sustentation d'un aéronef à aile biplane suivant revendication 1 caractérisé par un dispositif de contrôle de l'incidence de la voilure globale agissant sur les volets de l'aile avant et arrière tel que les dits volets fonctionnent en opposition de braquage angulaire (±) créant ainsi un couple de tangage nécessaire à la montée ou la descente de l'aéronef, par augmentation ou diminution de la portance de la voilure globale.