Avion muni d'organes stabilisateurs surélevés Il existe actuellement plusieurs types d'avions comportant des organes stabilisateurs surélevés portés par un mât ou une voilure verticale. Ce type d'avions présente des carac téristiques de vol et de stabilité remarquables qui permettent en particulier l'atterrissage à une vitesse bien inférieure à la vitesse minimum de sustentation.
La présente invention a pour objet un avion de ce type qui se caractérise par le fait qu'il présente pour le vol à une vitesse inférieure à la vitesse minimum de sustentation, d'une part des dispositifs de direction auxiliaires, et d'autre part des dispositifs stabilisateurs auxiliaires disposés à l'extrémité de la voilure verticale, ces dispositifs auxiliaires comportant des tuyères alimentées chacune en air compri mé par l'intermédiaire d'un dispositif de ré glage du débit d'air, par le fait que lesdites tuyères disposées aux extrémités des voilures horizontales et verticales sont dirigées vers l'avant de l'avion, par le fait que l'avion est équipé d'au moins un groupe moto-propulseur capable d'engendrer une poussée dirigée vers le haut et l'avant de l'avion,
et par le fait que le centre de gravité de l'avion est situé en avant du centre des poussées de sustentation qui lui- même est situé en avant au centre des pous sées de propulsion, le tout agencé de manière à. permettre le décollage approximativement à la verticale. Le dessin annexé illustre schématiquement et à titre d'exemple une forme d'exécution de l'avion, objet de l'invention.
La fig. 1 en est une vue perspective.
La fig. 2 -est une vue en élévation, certaines parties étant arrachées.
La fig. 3 est une vue perspective, certaines parties étant arrachées.
La fig. 4 est une vue en plan, certaines par ties étant arrachées.
La fig. 5 est une vue de profil.
Selon le dessin annexé, l'avion comporte un corps 1 de forme allongée et portant d'une part, deux ailes latérales 2 munies chacune à leur extrémité d'un organe de direction 4 ar ticulé suivant un axe 5 perpendiculaire à l'axe longitudinal a du corps 1 et d'autre part, d'un mât ou voilure verticale 6 fixé sur le corps symétriquement par rapport au plan de symé trie vertical passant par l'axe longitudinal a. L'extrémité supérieure de cette voilure verti cale est munie d'organes stabilisateurs suréle vés 7 articulés suivant un axe 8 perpendiculaire au plan de symétrie vertical.
Les organes de direction 4 sont reliés par une tringlerie 9 (fig. 4) à deux pédales 10 si tuées en avant d'un siège 11 sur lequel prend place le pilote 12. Par contre, les organes sta bilisateurs surélevés 7 sont reliés par une trin- glerie 13 (fig. 2 et 3) à un manche à balai 14. Tous ces organes, ainsi que leurs dispositifs de commande et d'actionnement, étant de types connus et utilisés déjà sur des avions en service, il est inutile de les décrire plus en détail ici.
L'avion est muni d'un groupe moto-propul- seur constitué par un moteur à réaction 15 bas culant entre deux positions de service suivant un axe horizontal 16 perpendiculaire au plan de symétrie vertical. Certains avions, mis ré cemment en service, comportent également un moteur à réaction basculant, de sorte qu'il est inutile de décrire en détail ici les dispositifs de -verrouillage en position de service et les dis positifs d'actionnement provoquant le bascu- lement du moteur de l'une à l'autre de ses deux positions de service.
Pour permettre, lors de l'atterrissage ou du décollage, de voler à une vitesse inférieure à la vitesse de sustentation, tout en conservant la maîtrise de l'avion, celui-ci est muni d'un dispositif de direction auxiliaire et d'un dispo sitif de stabilisation auxiliaire disposés respec tivement aux extrémités des ailes et de la voi lure verticale. Le dispositif de direction auxi liaire comporte deux tuyères 17 disposées aux extrémités des ailes 2 et reliées à une source d'air comprimé 18. Cette source d'air comprimé est reliée par une conduite d'alimen tation 19, munie d'un organe d'arrêt 20,à une conduite 21 munie d'un organe 22 de réglage du débit d'air comprimé. Cet organe de réglage alimente les deux conduites 23 reliées aux tuyères 17.
Chaque tuyère 17, située dans un plan horizontal, est dirigée vers l'avant de l'avion. L'organe de réglage 22 est constitué par une vanne à trois voies, reliée mécanique ment aux tringleries 9 commandant les volets de direction 4.
Le dispositif de stabilisation auxiliaire est constitué par une tuyère orientable 24 située à l'extrémité de la voilure verticale 6. L'extrémité coudée de cette tuyère 24 est articulée suivant un axe vertical sur l'extrémité d'une conduite d'alimentation 25, reliée à la source d'air comprimé 18. Cette conduite 25, reliée à la vanne d'arrêt 20, est munie d'un organe 26 de réglage de son débit, constitué par une vanne reliée mécaniquement à la tringlerie 13 actionnant les organes stabilisateurs 7.
En outre, la partie coudée de la tuyère 24 porte un palonnier 27, relié par deux câbles 28 au manche à balai 14.
Enfin, le centre de gravité G de l'avion est situé en avant du centre des poussées de sustentation S et du centre de poussée P du moteur à réaction 15. En conséquence, l'avion a normalement tendance à piquer du nez. Cette tendance est contrebalancée par l'effet de trai- née T des organes stabilisateurs surélevés. Se lon la position angulaire des organes stabilisa teurs 7 par rapport à l'horizontale, la valeur de l'effet de trainée T est plus ou moins grande et provoque un effet plus ou moins prononcé de cabrage, tendant à relever le nez de l'avion.
Ainsi, le pilote peut, par le simple actionne- ment des organes stabilisateurs 7, provoquer la montée, le vol à l'horizontale ou la descente presque à la verticale de l'avion. Lors de la descente à la verticale, la vitesse horizontale étant nulle ou très petite, les volets de direc tion 4, actionnés par les pédales 10, ne pro duisent plus d'effet. Toutefois, le pilote peut reprendre la maitrise de l'avion en manoeuvrant un levier de commande 29 provoquant l'ouver ture de la vanne d'arrêt 20. Il peut dès lors, en agissant sur les pédales 10, diriger de l'air comprimé dans l'une ou l'autre des tuyères 17 et régler le débit de cet air comprimé.
La tuyère coudée 17 agit alors à la manière d'un tourniquet, plus le débit d'air est grand, plus la réaction R est grande. Cette réaction R pro voque un pivotement de l'avion sur lui-même.
Pour décoller pratiquement à la verticale, le pilote agit sur un organe de commande non représenté, qui provoque, par l'intermédiaire d'un relais et de mécanismes non représentés, mais de types connus, le basculement du mo teur à réaction 15 jusque dans la position D (fig. 5). Le moteur 15 engendre alors une pous sée B dirigée vers le haut et l'avant de l'avion. Si maintenant le pilote ouvre la vanne d'arrêt 20 et la vanne de réglage 26, en maintenant la tuyère orientable 24 dans le plan de symétrie vertical, cette tuyère engendre une poussée de cabrage C qui s'oppose à l'avancement hori- zontal de l'avion.
La résultante de ces deux forces B et C est une force V dirigée verticale ment ou approximativement verticalement vers le haut. Il s'ensuit que l'avion monte approxi mativement verticalement. Pendant cette mon tée, le pilote a la possibilité, en mettant en ac tion le dispositif de direction auxiliaire, de maintenir le --cap de l'avion, contre l'action d'un vent agissant sur les voilures et le fuse lage.
Lorsque l'avion a pris de la hauteur, le pi lote réduit progressivement le débit de la tuyère 24, par manoeuvre du manche à balai 14, de manière que l'avion prenne progressi vement une vitesse horizontale toujours plus grande. Lorsque cette vitesse horizontale est supérieure à la vitesse minimum de sustention, le pilote agit sur le levier 29 afin de provoquer la fermeture complète de l'alimentation des tuyères 17 et 24 en air comprimé, puis provo que le basculement du moteur à réaction 15, jusque dans sa position de service H ou po sition de croisière (fig. 3).
La poussée du mo teur est alors située dans l'axe a de l'avion, et la vitesse horizontale de celui-ci est suffisante pour que, d'une part la poussée de l'air agis sant sur les ailes 2 sustente l'avion et que, d'autre part la poussée de l'air agissant sur les dispositifs de direction 4 et de stabilisation 7 permette de diriger et de maîtriser l'avion.
Il est clair qu'il peut être avantageux pour la stabilité de l'avion que le centre des pous sées S soit confondu avec le centre des forces motrices P.
En outre, dans une variante, les volets 4 du dispositif de direction pourraient être dis posés à l'extrémité d'une queue de l'avion.
De ce qui précède, on peut aisément se rendre compte des très grands avantages pra tiques que peut présenter l'avion. En effet, sans augmentation de la surface des voilures, l'avion peut décoller et se poser pratiquement à la verticale, à l'aide de dispositifs de stabili sation auxiliaires, qui peuvent être presque en tièrement logés à l'intérieur de la voilure ver ticale et qui ne perturbent donc en rien les filets d'air lors du vol en croisière.
En consé quence, la vitesse maximum de l'avion n'est pas modifiée par les dispositifs de direction et de stabilisation auxiliaires. Cette particularité de l'avion, est extrêmement importante, car elle permet de réduire au minimum la surface des voilures des avions rapides, c'est-à-dire que celles-ci peuvent être calculées pour obtenir la sustentation de l'avion en vol de croisière et non plus en fonction de la vitesse minimum d'atterrissage. Malgré cette voilure de surface réduite, l'avion est capable d'atterrir et de dé coller pratiquement à la verticale.
Enfin, cet avion présente les qualités de stabilité spécia lement avantageuses des avions munis de dis positifs stabilisateurs surélevés, dues d'une part à la surélévation de ces dispositifs, et d'autre part à la voilure verticale qui s'oppose de ma nière très efficace au glissement de l'avion et à l'autorotation. Enfin, le centre de gravité G étant situé en avant du centre des poussées S de l'air, l'avion tend à piquer du nez et son horizontalité est rétablie par l'effet de cabrage engendré par les organes stabilisateurs suréle vés.
Il s'ensuit que l'avion peut très aisément être maintenu dans le plan horizontal et pré sente d'excellentes qualités de maniabilité et de stabilité.
Une forme d'exécution de l'avion, objet de l'invention, a été décrite ici à titre d'exemple et en référence au dessin annexé, mais il va sans dire que de multiples variantes peuvent être prévues, adaptées aux diverses exigences qui peuvent être imposées.
Ainsi, par exemple, le dispositif stabilisa teur surélevé peut être constitué par un volet articulé suivant un plan horizontal, comme représenté au dessin, mais il peut aussi être constitué par deux volets identiques articulés suivant un axe vertical ou approximativement vertical situé dans le plan de symétrie vertical de la voilure verticale 6.
Le dispositif stabilisateur pourrait aussi être constitué par une hélice d'axe horizontal et dont la vitesse de rotation peut être modifiée et réglée à volonté.
L'extrémité 24 de la tuyère supérieure ne doit pas obligatoirement être orientable ; elle peut aussi être fixe et située dans le plan ver tical de symétrie de la voilure verticale 6. L'extrémité de cette tuyère 24 peut aussi être orientée en avant et inclinée vers le haut ou le bas de quelques degrés (10 à 20 degrés par exemple) selon la direction désirée de la réaction C.
Il est clair qu'un avion, selon l'invention, peut être équipé d'un nombre quelconque de groupes motopropulseurs, constitués soit par des moteurs à réaction basculants, comme dé crit en référence au dessin annexé, soit par des moteurs à piston ou par des turbopropulseurs actionnant par exemple des hélices de sustenta tion coaxiales et d'axe vertical.
Dans une variante d'exécution, les disposi tifs auxiliaires de direction pourraient être disposés à l'extrémité de la queue de l'avion.
Dans une autre variante, le centre des poussées S de l'air pourrait être confondu avec le centre de poussée P du moteur.