Appareil de navigation, en particulier aérienne. La présente invention a pour objet un a,ppareil de navigation, en particulier aé rienne. Pour pouvoir régler<B>à</B> volonté l'effort sustentateur et la composante horizontale<B>de</B> traction, il a<B>déjà,</B> été fait application<B>à</B> des planeurs, d'hélices inclinées, destinées<B>à dé-</B> velopper simultanément un effort sustenta- teur et un effort de traction.
Ces dispositions n'ont pas donné les ré sultats attendus, en raison de l'interréaction nuisible des propulseurs et des surfaces fixes. En outre, aucun de ces appareils ne réalisait l'indépendance de la sustentation et de la traction horizontale, ce qui les rendait<B>à</B> peu près impossibles<B>à</B> manceuvrer.
L'objet de l'invention a pour but de re- m6dier <B>à</B> ces inconvénients; il est caractérisé par au moins un dispositif propulseur princi pal donnant une force de traction réglable qui est située dans le plan vertical passant par l'axe longitudinal de l'appareil et qui fait, avec la normale<B>à</B> cet axe, également si tuée dans ce plan, un angle compris entre<B>30</B> et 45 degrés, et par au moins un dispositif auxiliaire propre<B>à</B> donner une réaction aéro dynamique située aussi dans le plan vertical ci-dessus suivant une direction différente (le celle de la force de traction du dispositif pro pulseur principal et réglable indépendamment ZD de celle-ci.
Dans le dessin annexé, les fig. <B>1 à</B> 4 et<B>8</B> servent<B>à</B> expliquer les principes employés, taudis que les fig. <B>5, 6, 7, 9</B> et<B>10</B> montrent, schématiquement et<B>à</B> titre d'exemple, cinq formes d'exécution de l'invention appliquée<B>à</B> des aéronefs comportant une carène remplit, de gaz léger.
Les fig. <B>1 à 9</B> montrent schématiquement le principe de fonctionnement de l'objet de l'invention.
Les expériences personnelles du deman deur lui ont montré qu'en exposant<B>à</B> un courant d'air uniforme une hélice actionnée mécaniquement., si la vitesse axiale<B>de,</B> l'air refoulé par cette hélice, ou vitesse de chasse. n'est pas trop élevée par rapport #à celle du courant d'air auquel on la soumet, on obtient, <B>à</B> égalité de puissance consommée, un accrois sement très notable de l'effort de traction, eu ne disposant pas l'axe de l'hélice parallèle ment au vent extérieur,,comme c'est<B>le</B> cas sur tous les appareils de navigation aérienne, mais en l'inclinant contre le vent, de telle sorte que l'axe de l'hélice fasse, avec la per pendiculaire<B>à</B> la direction du courant d'air,
un angle moyen de<B>35</B> degrés et compris en tous cas entre<B>30</B> et 45 degrés, selon les ca ractéristiques du propulseur (fig. <B>1).</B>
Dans la fig. <B>1, p</B> désigne l'hélice, OA le sens dans lequel s'exerce son effort de trac tion. Le vent vient dans le sens<B>S.</B> T est la. composante horizontale, plus forte que celle que l'on obtiendrait<B>à</B> égalité de puissance si l'hélice occupait la position p' et travaillait dans le sens opposé<B>à<I>S.</I></B> On développe en ou tre une composante verticale V aidant<B>à</B> ia sustentation de l'appareil.
Lorsque l'hélice est ainsi disposée, sa réac tion sur l'air passe constamment par le point <B>0,</B> ce qui n'est pas le cas pour les autres va leurs de l'inclinaison, sauf si ladite inclinai son est de<B>90</B> degrés.
Pour plus de simplicité dans la descrip tion qui va suivre, on supposera que les axes des propulseurs principaux et auxiliaires sont tous situés dans le plan vertical de symétrie de la carène, qui sera pris comme plan de fi gure, et les angles d'inclinaison des axes des propulseurs comptés<B>à</B> partir de la verticale (fig. 2) et compris entre<B>0</B> et<B>90</B> degrés, se ront. considérés comme positifs, si la poussée du# propulseur admet une composante hori zontale dirigée dans le sens _', c'est-à-dire d'arrière en avant de l'aéronef, ou en sens in verse du vent relatif.
Ainsi, dans la fig. 2, oit Fi désigne la projection sur le tableau vertical de l'effort d'un propulseur quelconque pi d'axe<B>C01,</B> on dira que l'inclinaison du propulseur<B>pi</B> est <B>+</B> a. Dans cette même figure<B>OÙ</B> F2 est la projection de l'effort d'un autre propulseur P2 d'axe C02, on dira que l'inclinaison du propulseur P2 est<B>- fl-</B> Les éléments d'un dispositif suivant l'in vention seront alors disposés comme suit: Les propulseurs principaux auront une inclinai son voisine de<B>+ 3-5</B> degrés. Les projections de leurs axes sur le plan de figure passeront par le, centre,<B>C</B> de la poussée aérostatique sur la carène.
Ces axes seront de préférence parallèles au plan de figure ou situés dans ce même plan, mais ils pourront aussi con verger au point<B>C, à</B> condition qu'il n'en ré sulte pas pour lesdits axes une inclinaison sur le plan de symétrie vertical ou plan de figure, supérieure<B>à là</B> degrés.
Pour de petites inclinaisons de l'axe de la carène CX (fi#g. <B>3)</B> sur la tangente<B>à</B> la trajectoire de l'aéronef, ce centre<B>C</B> est en général assez voisin du centre<B>B</B> de résistance de l'air sur l'ensemble de la carène L et de son empennage<B>E.</B>
Ce dernier peut du reste et doit, dans le cas actuel, être dimensionné, de telle sorte que C et<B>B</B> soient sensiblement confondus, condition toujours réalisable si la forme de la carène est convenablement choisie, le couple de rappel aérostatique exactement déterminé, et cela tout en respectant les conditions d'em pennage minimum que l'on calcule par les procédés ordinaires en s'appuyant sur les résultats d'essais<B>à</B> la soufflerie avec modèles réduits.
On supposera donc que B et<B>C</B> sont prati quement confondus et les propulseurs princi paux<B>pi</B> agiront dans les conditions de la fig. 4 où CY est la perpendiculaire<B>à</B> CX et oit <B>G</B> désigne le centre de gravité de tout l'a-p- pareil. CFi représente a-lors l'effort développé par le propulseur<B>pi</B> et -r la poussée aéro statique sur la carène.
Avec des propulseurs tels que<B>pi,</B> on ob tient les avantages suivants, relativement au cas ordinaire deµ, propulseurs agissant pa rallèlement<B>à</B> CX et<B>à</B> proximité de<B>G:</B> <B>10</B> Accroissement<B>à</B> égalité de puissance et pour un propulseur donné de la composante horizontale de traction Cfi quand la -vitesse de translation dépasse une valeur donnée; 20 Production simultanée d'une compo sante, de sustentation Czi sans accroissement, de la puissance motrice;
<B>30</B> Iiaxe du propulseur passant par<B>C,</B> tout-es les forces,<B>à</B> l'exception du poids quand CX est incliné et<B>y</B> compris le poids quand CX est 'horizontal, sont concourantes.
Au point de vue translation, tout se passe comme, si on avait disposé suivant XC des propulseurs d'axe liorizontal en supprimant par<B>là</B> le couple de renversement que provo quent les propulseurs dans les aéronefs or dinaires.
Au point de vue sustentation, l'effort portant Czi de pi s'ajoute<B>à</B> la poussée n sans qu'il existe de couple nuisible<B>à</B> la, sta bilité. Les propulseurs pi peuvent être ac tionnés<B>à.</B> des -vitesses variables, maisi il est préférable de les construiie <B>à</B> pas variable et réglable<B>à</B> tout instant par le pilote de l'ap pareil.
Toutefois, la simple application des pro pulseurs décrits comme ci-dessus n'est pas suffisante, en raison de la relation qui lie entre eux et<B>à,</B> tout instant les efforts de sus tentation et de traction.
<B>Il</B> faut donc adjoindre aux propulseurs principaux pi d'autres; appareils de réglage. Comme il a été dit plus haut, ces dispo sitifs annexes doivent permettre le réglage indépendant de la sustentation et de la, trac tion.
<B>A</B> titre d'exemple, il est donné ci-dessous description de plusieurs dispositifs donnant le résultat cherché, sans que la portée de l'in vention se limite<B>à</B> leur emploi, le principe restant de développer des composantes addi tives ou soustractives se superposant séparé ment ou simultanément aux efforts de sus tentation et de traction développés par les propulseurs principaux, sans rompre l'équi libre de l'appareil.
Dans les fig. <B>5, 6, 7</B> correspondant<B>à</B> cette partie de<B>la</B> description, les propulseurs prin cipaux sont représentés par pi, les propul seurs annexes par P2, p3, etc., L est la ca rène,<B>C</B> son centre, de poussée CX est son axe de symétrie,<B>G</B> est le centre de gravité de tout l'appareil,<B>CV</B> est la perpendiculaire <B>à</B> Cx.
Dans le cas représenté fig. <B>5,</B> le propul seur principal<B>pi</B> est incliné d'environ <B>+ 35</B> degrés; P2 est un propulseur auxi liaire<B>à</B> pas variable et réversible d'inclinai son<B>+ P</B> plus g-rande que<B>35</B> Si<B>pi</B> développe un effort Fi dont la com posante horizontale est orientée dans le sens CA, et P2 un effort F2 de composante hori zontale de sens CX, on peut, en réglant con venablement Fi et F2, obtenir une résultante CR dirigée suivant<B>CV;
</B> J'appareil n'est sou mis qu'à un effort supplémentaire de sus tentation CR, sans composante de translation.
Si on réduit le pas de<B>p2,</B> une composante de traction apparaît vers l'avant. On peut conserver<B>à</B> CR la même valeur en accroissant légèrement le pas de pi.
Si le pas de<B>p2</B> est nul, la résultante de vient Fi. Si maintenant<B>p2</B> donne un effort de traction dirigé dans le sens CF2, on ac croît encore la composante de translation ho- rizonta,le et en agissant sur le pas de<B>pi,</B> on peut soit maintenir constant, soit faire va rier<B>à,</B> volonté l'effet sustentateur.
On peut donc<B>à</B> volonté faire apparaître<B>à</B> tout instant une résultante appliquée en<B>C</B> d'intensité comprise entre zéro et un maxi- muni dépendant des caractéristiques des pro pulseurs et de direction comprise dans l'angle F2CF'2 <B>= 180'</B> situé du côté de V.
On voit, en particulier, qu'à mesure que l'aéronef se déleste par consommation de son combustible, il faut accroître le pas de P2 travaillant dans le sens CF2 et réduire celui de<B>pi,</B> de fanon <B>-à</B> tenir compte de l'excès de force ascensionnelle qui s'accroît pendant la marelle de l'appareil.
On pourrait d'ailleurs munir l'appareil d'autres propulseurs tels que p3 dont les axes concourent aussi en<B>C</B> et d'inclinaison diffé rente de celle de<B>p2</B> et de pi, le nombre des éléments additionnels ne changeant rien au principe.
La fig. <B>6</B> montre une disposition moins favorable au point de vue translation, mais permettant des évolutions plus variées.<B>pi</B> et<B>p2</B> sont des propulseurs<B>de</B> pas variable et tous deux réversibles, d'inclinaison #- a et <B>fi</B> (a voisin de<B>05</B> degrés).
La résultante tournant autour de C peut, par réglage des pas de pi et de P2 agissant dans un sens ou dans l'autre, prendre toutes les directions possibles dans un plan verti cal contenant le point<B>C</B> et les axes des deux propulseurs, et toutes les valeurs possibles en tre zéro et son maximum<B>0.,</B> + 02, 01 et 02 représentant les maxima respectifs de Fi et de F2. Il est donc, possible, tout -en maintenant l'équilibre de l'appareil<B>à</B> tout instant de faire toutes les évolutions requises.
La. fig., <B>7</B> montre une forme d'exécution un peu plus simple de l'invention, où le pro pulseur principal pi peut être une hélice<B>à</B> pas fixe et<B>à,</B> vitesse simplement variable; P2 est un propulseur ù pas variable réversi ble, dont l'axe ne passe pas par le centre<B>C.</B> Si ce propulseur est actionné de façon<B>à, dé-</B> velopper une traction telle que<B>f2,</B> il<B>y</B> a tendance au relèvement de, l'avant de l'appa reil, en sens contraire du couple de rappel aérostatique, et la composante horizontale de traction s'en trouve diminuée.
Cette solution, pour modérer ou annuler la vitesse de l'appareil oblige donc<B>à.</B> en relever l'avant.
On peut encore imaginer d'autres disposi tifs donnant le même résultat, sans que le principe de l'invention s'en trouve modifié. Il n'est d'ailleurs pas nécessaire que les réac teurs soient des propulseurs actionnés méca niquement. On peut en effet faire emploi de panneaux déviateurs connus en soi et dispo sés dans le courant d'air de chasse des pro pulseurs principaux.
La fig. <B>8</B> montre,<B>à</B> titre d'exemple' une telle utilisation de panneaux mobiles pour le réglage de la marche de l'appareil. ai et a2 sont des ailerons mobiles autour d'axes per pendiculaires au plan de figure. L'incidence de ces ailerons est réglée par le pilote de Pap- pareil au moyen d'une transmission quelcon que.
ri et r2 sont les réactions de l'air<B>à,</B> un instant donné sur ces ailerons, réactions qui admettent une résultante mR. Cette force se compose avec la traction inT du propulseur, pour donner une résultante finale mW. En aoïssant sur l'incidence de ces ailerons, on peut, pour une même valeur de mT obtenir des valeurs très variées de la résultante tïI,V en direction et en intensité.
Toutefois, cette résultante mW ne passe plus en général par le point<B>C</B> et plus elle s'abaisse sur l'horizontale, plus on se rappro che du cas d'un aéronef ordinaire où l'effort du propulseur donne toujours naissance<B>à,</B> un couple de renversement.
Cette disposition est cependant avanta geuse<B>à</B> un autre point de vue, car les ailerons soumis<B>-à</B> un courant d'air de vitesse supé rieure<B>à</B> la vitesse de marelle de l'appareil, ont une action très énergique et accroissent la fermeté de route. Si l'appareil tend<B>à,</B> faire varier l'angle de CX avec sa, trajectoire, la chasse d'air du propulseur dé-vie en effet en fonction de l'écart angulaire et il en résulte, par accroissement ou diminution des réactions de l'air sur les ailerons, la production d'un couple stabilisateur qui augmente très vite avec l'écart angulaire.
On peut de même prévoir que les aile rons réglables ne soient pas soumis au cou rant de chasse des propulseurs principaux, mais<B>à</B> celui de propulseurs annexes, analo gues a ceux précédemment décrits.
La fig. <B>9</B> montre une telle réalisation, où <B>pi</B> désigne toujours le propulseur principal<B>à</B> pas variable, P2 est un propulseur auxiliaire dont l'axe également incliné ne passe cepen dant pas par<B>C.</B> La réaction de la chasse sur les panneaux ai et a2 donne une résultante -iizR qui, se composant avec l'effort de trac tion înT donne une résultante finale mTV qu <B>1</B> on peut amener par un réglage simultané des ailerons ai, a2 et de l'incidence de<B>p2,</B> soit<B>à</B> passer par<B>le</B> point<B>C,</B> soit au contraire <B>à</B> s'en écarter suivant les besoins de la mar che et de la stabilisation.
En ajoutant d'autres panneaux a'i, <I>a2</I> situés de l'autre côté de<B>p2,</B> on peut obtenir des effets identiques<B>à</B> ceux que donne la combinaison représentée fig. <B>5, à</B> la condi- tiOn que P2 qui est naturellementa pas varia ble soit également réversible.
Les panneaux ai agissent lorsque le propulseurp2 chasse dans le sens<I>Cm.</I> Ce sont au contraire les pan neaux a'i qui agissent quandp2 chasse dans le sens mC. <B><I>*</I></B> Cette solution a le très. grand avantage, tout en permettant une convergence constante des réactions en<B>C,</B> d'adjoindre<B>à</B> l'appareil un sytème de gouvernails de profondeur ex trêmement énergique, constitués par les aile rons ai, a2<B>....</B> ali, af2..., Ceux de ces ailerons qui sont situés dans la chasse de<B>p2</B> étant ceux qui agissent avec le maximum d'efficacité.
Ces diverses réalisations, d'apparence va riée, procèdent toutes du principe, qui con siste<B>à</B> munir l'aéronef d'au moins un propul seur incliné<B>à</B> l'angle optimum (en général voisin de<B>35</B> '). Ce propulseur peut être con jugué soit avec des propulseurs ou des en sembles de propulseurs secondaires réglables, soit avec des surfaces réglables, soit avec des combinaisons de propulseurs réglables et de surfaces réglables permettant de faire-varier, simultanément ou séparément, sans changer sensiblement l'équilibre de l'appareil, les va leurs de la composante horizontale et de la composante verticale de l'effort du ou des propulseurs principaux.
La similitude qui existe entre les appa reils de navigation aérienne munis d'une ca rène gonflée d'un gaz léger avec les appareils de navigation<B>'</B> sous-marine, justifie tout na turellement l'extension des principes précé dents aux navires sous-marins. Les dispositifs qui ont été décrits se substituent avec avantage au système de ré glage de profondeur par liydroplanes actuel lement usités. Ils permettent en effet des émersions et des immersions très rapides, sans avoir<B>à</B> fa-ire intervenir la -vitesse de transla tion de l'appareil ou le jeu des ballasts, tout en conférant<B>à</B> l'appareil un accroissement sensible du rendement dans la propulsion ho rizontale.
La convergence des plans de bout (perpen diculaires au plan vertical de symétrie de l'appareil) contenant les axes des propulseurs sur une lione de bout passant au voisinage du centre de poussée aérostatique de la carène, ainsi qu'il est dit plus haut, présente les avan tages suivants: <B>10</B> 011 peut naviguer sans donner au gou vernail de profondeur une incidence correc trice constante, puisque le centre de résistance aérodynamique est sensiblement confondu avec le point d'application de la traction lio- rizontale. Cette condition permet de réduire la traînée de l'appareil et, par suite, d'aug menter son rendement.
20 En réglant différentiellement les ef forts développés par les propulseurs d'incli naison diverse, on peut produire<B>à</B> volonté des inclinaisons variables de l'axe longitudinal de l'appareil dans le plan vertical, c'est-à-dire piloter l'appareil en profondeur,<B>à</B> peu près indépendamment de la vitesse horizontale de translation de l'appareil.
Cette manière d'opérer a toutefois l'incon vénient d'entraîner des modifications de Fé- quilibre longitudinal, lorsque, en cours de translation, l'effort développé par les hélices subit une variation accidentelle.
Il en résulte en effet une variation des moments résultants des forces agissant sur l'appareil par rapport<B>à</B> son centre de gravité qui ne se trouve pas au point de convergence des efforts des propulseurs.
Il peut donc être intéressant de ne plus faire converger les plans de bout contenant les axes des propulseurs sur la ligne de bout contenant le centre de poussée aérostatique, mais bien sur la ligne de bout contenant le centre de gravité de l'appareil.
On est alors obligé de donner au gouver- na-il de profondeur une incidence de correction permanente, puisque le couple<B>dû à</B> la résis tance de l'air n'est plus équilibré par le cou ple de sens inverse<B>dû à</B> l'effort de traction. Ce couple est en effet devenu nul, puisque son bras de levier est lui-même nul. En outre, on ne peut plus piloter l'appa reil par différentiation des efforts d'hélices; mais on<B>y</B> gagne un accroissement du couple de rappel qui est alors constamment égal au couple de rappel<B>dû à</B> la poussée aérostatique subie par l'appareil, -tandis que, dans le cas du centrage au centre de poussée, ce couple est diminué d'une certaine quantité due<B>à</B> l'existence de la poussée oblique.
En même temps, on supprime les déséquilibres dus aux variations accidentelles de l'effort de traction résultant.
Il peut donc être avantageux de faire converger comme l'indique la fig. <B>10</B> les plans de bout sur une ligne de bout H passant par un point situé sur la ligne qui joint le centre de poussée aérostatique<B>C</B> au centre de gra- vit6 <B><I>G</I></B> de l'appareil, ledit point étant placé entre le centre de gravité et le centre de poussée.
Plus cette ligne de bout H sera rapprochée du centre de gravité, plus on accroîtra la sta bilité propre en diminuant la stabilité de pi lotage par réglage de l'incidence, ou, d'une façon générale, par l'effort de traction des hélices.
Dans les formes d'exécution décrites, la carène, outre qu'elle confère une grande sta bilité<B>à</B> l'appareil, diminue l'effort de susten tation<B>à</B> demander aux hélices, ce qui est de la plus haute importance si l'on tient compte de la décroissance très rapide du rendement d'un sustentateur donné<B>à</B> mesure que l'on fait croître<B>la</B> charge qu'il soulève.
En outre, la résistance de l'air sur la ca rène, très faible dans le sens longitudinal, est extrêmement forte dans le sens perpen icu- laire et a pour effet de modérer la vitesse de descente en cas de suppression accidentelle de la puissance motrice.
Cette résistance au mouvement vertical descendant peut du reste être encore accrue par l'emploi de parachutes équatoriaux.
Navigation device, in particular aerial. The present invention relates to a navigation device, in particular aerial. In order to be able to adjust <B> at </B> will the lifting force and the horizontal component <B> of </B> traction, it has <B> already, </B> been applied <B> to </ B> gliders, with inclined propellers, intended <B> to develop simultaneously a lifting force and a traction force.
These arrangements did not give the expected results, due to the harmful interaction of the thrusters and the fixed surfaces. Furthermore, none of these devices achieved the independence of lift and horizontal traction, which made them <B> to </B> almost impossible <B> to </B> maneuver.
The object of the invention is to remedy <B> to </B> these drawbacks; it is characterized by at least one main propellant device giving an adjustable traction force which is located in the vertical plane passing through the longitudinal axis of the apparatus and which, with the normal <B> to </B> axis, also if killed in this plane, an angle between <B> 30 </B> and 45 degrees, and by at least one specific auxiliary device <B> to </B> give an aero dynamic reaction also located in the vertical plane above following a different direction (that of the traction force of the main propelling device and independently adjustable ZD thereof.
In the accompanying drawing, figs. <B> 1 to </B> 4 and <B> 8 </B> are used <B> to </B> explain the principles employed, as in fig. <B> 5, 6, 7, 9 </B> and <B> 10 </B> show, schematically and <B> by </B> by way of example, five embodiments of the invention applied <B> to </B> aircraft comprising a hull filled with light gas.
Figs. <B> 1 to 9 </B> schematically show the principle of operation of the object of the invention.
The applicant's personal experiences have shown him that by exposing a mechanically actuated propeller to <B> to </B> a uniform air current., If the axial speed <B> of, </B> the discharged air by this propeller, or hunting speed. is not too high compared to that of the air current to which it is subjected, one obtains, <B> at </B> equal power consumption, a very noticeable increase in the tractive force, given not having the axis of the propeller parallel to the outside wind, as is <B> the </B> the case with all air navigation devices, but tilting it against the wind, so that the axis of the propeller makes, with the pendicular <B> to </B> the direction of the air flow,
an average angle of <B> 35 </B> degrees and in any case between <B> 30 </B> and 45 degrees, depending on the characteristics of the thruster (fig. <B> 1). </B>
In fig. <B> 1, p </B> designates the propeller, OA the direction in which its tensile force is exerted. The wind is blowing in the direction <B> S. </B> T is there. horizontal component, stronger than that which we would obtain <B> at </B> equal power if the propeller occupied position p 'and worked in the opposite direction <B> to <I> S. </ I > </B> We develop or be a vertical component V helping <B> to </B> the lift of the apparatus.
When the propeller is thus arranged, its reaction to the air constantly passes through the point <B> 0, </B> which is not the case for the other values of the inclination, unless said its incline is <B> 90 </B> degrees.
For simplicity in the description which follows, it will be assumed that the axes of the main and auxiliary thrusters are all located in the vertical plane of symmetry of the hull, which will be taken as the plane of fi gure, and the angles of inclination thruster axes counted <B> to </B> from the vertical (fig. 2) and between <B> 0 </B> and <B> 90 </B> degrees, will meet. considered as positive, if the thrust of the # thruster admits a horizontal component directed in the direction _ ', that is to say from the rear to the front of the aircraft, or in the opposite direction of the relative wind.
Thus, in fig. 2, where Fi designates the projection on the vertical table of the force of any thruster pi with axis <B> C01, </B> we say that the inclination of the thruster <B> pi </B> is <B> + </B> a. In this same figure <B> WHERE </B> F2 is the projection of the force of another propellant P2 of axis C02, we will say that the inclination of the propellant P2 is <B> - fl - </ B > The elements of a device according to the invention will then be arranged as follows: The main thrusters will have an inclination of <B> + 3-5 </B> degrees. The projections of their axes on the figure plane will pass through the, center, <B> C </B> of the air pressure on the hull.
These axes will preferably be parallel to the plane of the figure or located in this same plane, but they may also converge at the point <B> C, on the condition that this does not result in an inclination for said axes. on the vertical plane of symmetry or plane of the figure, greater than <B> there </B> degrees.
For small inclinations of the axis of the hull CX (fi # g. <B> 3) </B> on the tangent <B> to </B> the trajectory of the aircraft, this center <B> C </B> is generally quite close to the center <B> B </B> of air resistance on the whole of the hull L and its tail <B> E. </B>
The latter can moreover and must, in the present case, be dimensioned so that C and <B> B </B> are appreciably the same, condition always achievable if the shape of the hull is suitably chosen, the torque of exactly determined aerostatic recall, and this while respecting the minimum installation conditions that are calculated by ordinary procedures based on the results of <B> in </B> wind tunnel tests with reduced models.
It will therefore be assumed that B and <B> C </B> are practically the same and the main thrusters <B> pi </B> will act under the conditions of fig. 4 where CY is the perpendicular <B> to </B> CX and oit <B> G </B> designates the center of gravity of the whole a-p-par. CFi then represents the force developed by the propellant <B> pi </B> and -r the aero static thrust on the hull.
With thrusters such as <B> pi, </B> the following advantages are obtained, relative to the ordinary case ofµ, thrusters acting in parallel <B> to </B> CX and <B> in </B> proximity of <B> G: </B> <B> 10 </B> Increase <B> at </B> equal power and for a given thruster of the horizontal component of traction Cfi when the speed of translation exceeds one given value; 20 Simultaneous production of a component, of Czi lift without increase, of the motive power;
<B> 30 </B> Thruster axis passing through <B> C, </B> all forces, <B> to </B> except weight when CX is tilted and <B> y </B> including the weight when CX is' horizontal, are concurrent.
From the translation point of view, everything happens as if we had arranged along XC horizontal axis thrusters by eliminating <B> there </B> the overturning torque caused by the thrusters in ordinary aircraft.
From the point of view of lift, the force carrying Czi of pi is added <B> to </B> the thrust n without there being any harmful torque <B> at </B> the stability. Pi thrusters can be operated <B> at. </B> variable -speeds, but it is preferable to build them <B> at </B> and adjustable <B> at </B> pitch at any time. by the device driver.
However, the simple application of the propellants described as above is not sufficient, because of the relation which binds between them and <B> at, </B> at all times the forces of suspension and traction.
<B> It </B> must therefore be added to the main thrusters pi others; adjustment devices. As stated above, these ancillary devices must allow independent adjustment of lift and traction.
<B> A </B> by way of example, a description is given below of several devices giving the desired result, without the scope of the invention being limited <B> to </B> their use, the principle remaining is to develop additive or subtractive components superimposed separately or simultaneously on the lifting and traction forces developed by the main thrusters, without breaking the balance of the apparatus.
In fig. <B> 5, 6, 7 </B> corresponding <B> to </B> this part of <B> the </B> description, the main thrusters are represented by pi, the ancillary thrusters by P2, p3, etc., L is the carbine, <B> C </B> its center, CX thrust is its axis of symmetry, <B> G </B> is the center of gravity of the whole apparatus, <B> CV </B> is the perpendicular <B> to </B> Cx.
In the case shown in fig. <B> 5, </B> the main thruster <B> ft </B> is tilted approximately <B> + 35 </B> degrees; P2 is an auxiliary propellant <B> with </B> variable and reversible pitch with its <B> + P </B> larger than <B> 35 </B> Si <B> pi < / B> develops a force Fi whose horizontal component is oriented in the direction CA, and P2 a force F2 with a horizontal component in direction CX, one can, by suitably adjusting Fi and F2, obtain a resultant CR directed according to < B> CV;
</B> The device is only subjected to an additional effort of sus temptation CR, without component of translation.
If we reduce the pitch of <B> p2, </B> a traction component appears forwards. You can keep <B> to </B> CR the same value by slightly increasing the pitch of pi.
If the step of <B> p2 </B> is zero, the result of comes Fi. If now <B> p2 </B> gives a tensile force directed in the direction CF2, we still increase the translation component ho- rizonta, le and by acting on the step of <B> pi, </B> one can either maintain constant, or make will laugh <B> at, </B> will the effect lift.
We can therefore <B> at </B> will cause to appear <B> at </B> at any time a resultant applied in <B> C </B> with an intensity between zero and a maximum depending on the characteristics of the propellants and of the steering included in the angle F2CF'2 <B> = 180 '</B> located on the side of V.
We see, in particular, that as the aircraft sheds its load by consuming its fuel, it is necessary to increase the pitch of P2 working in the direction CF2 and to reduce that of <B> pi, </B> of dewlap < B> -à </B> take into account the excess upward force which increases during the hopscotch of the apparatus.
We could, moreover, equip the apparatus with other thrusters such as p3, the axes of which also concur in <B> C </B> and of inclination different from that of <B> p2 </B> and of pi , the number of additional elements not changing the principle.
Fig. <B> 6 </B> shows a less favorable arrangement from the translation point of view, but allowing more varied evolutions. <B> pi </B> and <B> p2 </B> are propellants <B> of </B> not variable and both reversible, of inclination # - a and <B> fi </B> (a close to <B> 05 </B> degrees).
The resultant rotating around C can, by adjusting the steps of pi and P2 acting in one direction or the other, take all the possible directions in a vertical plane containing the point <B> C </B> and the axes of the two thrusters, and all the possible values between zero and its maximum <B> 0., </B> + 02, 01 and 02 representing the respective maxima of Fi and F2. It is therefore possible, while maintaining the balance of the apparatus <B> at </B> at all times, to make all the required evolutions.
Fig., <B> 7 </B> shows a somewhat simpler embodiment of the invention, where the main propeller pi can be a propeller <B> with </B> fixed pitch and < B> at, </B> simply variable speed; P2 is a reversible variable pitch thruster, the axis of which does not pass through the center <B> C. </B> If this thruster is operated in such a way <B> to develop traction such as <B> f2, </B> there <B> y </B> tends to raise, the front of the apparatus, in the opposite direction of the aerostatic return torque, and the horizontal component of traction is thereby reduced.
This solution, to moderate or cancel the speed of the aircraft therefore requires <B> to. </B> to raise the front.
It is also possible to imagine other devices giving the same result, without the principle of the invention being modified thereby. It is moreover not necessary for the reactors to be mechanically actuated thrusters. It is in fact possible to use deflector panels known per se and arranged in the flushing air stream of the main propellants.
Fig. <B> 8 </B> shows, <B> to </B> by way of example 'such use of movable panels for the adjustment of the rate of the apparatus. ai and a2 are ailerons mobile around axes perpendicular to the plane of the figure. The incidence of these ailerons is regulated by the pilot of Papparil by means of any transmission.
ri and r2 are the reactions of the air <B> at, </B> a given moment on these ailerons, reactions which admit a resultant mR. This force is combined with the traction inT of the thruster, to give a final result mW. By controlling the incidence of these ailerons, it is possible, for the same value of mT, to obtain very varied values of the resultant tII, V in direction and in intensity.
However, this resultant mW no longer generally passes through the point <B> C </B> and the more it is lowered on the horizontal, the closer we get to the case of an ordinary aircraft where the force of the thruster always gives birth to <B> to, </B> a reversal couple.
This arrangement is, however, advantageous <B> from </B> another point of view, since the ailerons subjected <B> -à </B> to a flow of air at a speed greater than <B> than </B> hopscotch speed of the device, have a very energetic action and increase road firmness. If the aircraft tends to <B> to, </B> vary the angle of CX with its trajectory, the thruster air flush actually de-life as a function of the angular deviation and it results, by increasing or decreasing the reactions of the air on the ailerons, the production of a stabilizing torque which increases very quickly with the angular difference.
Likewise, provision can be made for the adjustable wings not to be subjected to the hunting current of the main thrusters, but <B> to </B> that of ancillary thrusters, analogous to those previously described.
Fig. <B> 9 </B> shows such an embodiment, where <B> pi </B> always designates the main thruster <B> with </B> not variable, P2 is an auxiliary thruster whose axis also inclined not however, does not pass through <B> C. </B> The reaction of the chase on panels ai and a2 gives a resultant -iizR which, being composed with the tensile force înT gives a final resultant mTV which <B > 1 </B> one can bring by a simultaneous adjustment of ailerons ai, a2 and the angle of attack of <B> p2, </B> either <B> to </B> go through <B> the </ B> point <B> C, </B> or on the contrary <B> to </B> deviate from it according to the needs of the market and stabilization.
By adding other panels a'i, <I> a2 </I> located on the other side of <B> p2, </B> one can obtain identical effects <B> to </B> those that gives the combination shown in fig. <B> 5, on </B> the condition that P2, which is naturally not variable, is also reversible.
The panels ai act when the thruster p2 is hunting in the direction <I> Cm. </I> On the contrary, the panels a'i act when p2 is hunting in the direction mC. <B><I>*</I> </B> This solution has the very. great advantage, while allowing a constant convergence of the reactions in <B> C, </B> to add <B> to </B> the apparatus an extremely energetic elevator system, constituted by the rons ai, a2 <B> .... </B> ali, af2 ..., Those of these fins which are located in the chase of <B> p2 </B> being those which act with the maximum efficiency .
These various embodiments, of varying appearance, all proceed from the principle, which consists in <B> </B> providing the aircraft with at least one propeller inclined <B> at </B> the optimum angle. (usually around <B> 35 </B> '). This thruster can be con judged either with thrusters or in the form of adjustable secondary thrusters, or with adjustable surfaces, or with combinations of adjustable thrusters and adjustable surfaces allowing to vary, simultaneously or separately, without significantly changing the speed. balance of the device, the values of the horizontal component and the vertical component of the force of the main thruster (s).
The similarity which exists between air navigation devices equipped with a tank inflated with light gas and underwater navigation devices, quite naturally justifies the extension of the above principles. teeth to underwater ships. The devices which have been described replace with advantage the system of depth adjustment by hydroplanes currently used. They allow very rapid emersions and immersions, without having <B> to </B> intervene the transla tion speed of the apparatus or the play of the ballasts, while giving <B> to < / B> the apparatus a significant increase in efficiency in horizontal propulsion.
The convergence of the end planes (perpendicular to the vertical plane of symmetry of the aircraft) containing the axes of the thrusters on an end line passing in the vicinity of the center of aerostatic thrust of the hull, as mentioned above, has the following advantages: <B> 10 </B> 011 can navigate without giving the elevator rudder a constant corrective incidence, since the center of aerodynamic resistance is noticeably coincident with the point of application of the lio- rice. This condition makes it possible to reduce the drag of the apparatus and, consequently, to increase its efficiency.
20 By differentially adjusting the forces developed by the thrusters of various inclination, it is possible to produce <B> at </B> will variable inclinations of the longitudinal axis of the apparatus in the vertical plane, that is that is, pilot the aircraft at depth, <B> at </B> roughly independently of the horizontal translation speed of the aircraft.
However, this manner of operating has the drawback of causing modifications of the longitudinal equilibrium when, during translation, the force developed by the propellers undergoes an accidental variation.
This in fact results in a variation of the moments resulting from the forces acting on the apparatus relative to its center of gravity which is not at the point of convergence of the thruster forces.
It may therefore be advantageous to no longer converge the end planes containing the axes of the thrusters on the end line containing the center of aerostatic thrust, but on the end line containing the center of gravity of the device.
We are then obliged to give the elevator a permanent corrective incidence, since the torque <B> due to </B> the resistance of the air is no longer balanced by the neck. inverse <B> due to </B> the tensile force. This torque has indeed become zero, since its leverage is itself zero. In addition, it is no longer possible to control the device by differentiating the propeller forces; but we <B> y </B> gain an increase in the return torque which is then constantly equal to the return torque <B> due to </B> the aerostatic thrust undergone by the aircraft, - while, in the in the case of centering at the center of thrust, this torque is reduced by a certain amount due <B> to </B> the existence of the oblique thrust.
At the same time, the imbalances due to accidental variations in the resulting tensile force are eliminated.
It may therefore be advantageous to converge as shown in FIG. <B> 10 </B> the end planes on an end line H passing through a point situated on the line which joins the center of air pressure <B> C </B> to the center of gravity6 <B> <I>G</I> </B> of the apparatus, said point being placed between the center of gravity and the center of thrust.
The closer this end line H is to the center of gravity, the more the inherent stability will be increased by reducing the stability of the lift by adjusting the incidence, or, in general, by the traction force of the propellers. .
In the embodiments described, the hull, in addition to giving great stability <B> to </B> the apparatus, reduces the lifting force <B> to </B> ask the propellers , which is of the utmost importance considering the very rapid decrease in efficiency of a given lift <B> to </B> as you grow <B> the </B> load he lifts.
In addition, the air resistance on the body, which is very low in the longitudinal direction, is extremely strong in the perpendicular direction and has the effect of moderating the descent speed in the event of accidental removal of the motive power. .
This resistance to downward vertical movement can moreover be further increased by the use of equatorial parachutes.