Aérodyne et son utilisation La présente invention comprend un aérodyne et son utilisation.
La voilure aérodynamique la plus classique pour la création d'une portance est, bien entendu, l'aile; par un choix judicieux du profil de l'aile, il est pos sible de réaliser un dispositif qui, entraîné en dépla cement rapide dans l'air, engendre une poussée sur la cellule attenante et peut la maintenir ainsi en vol. Mais l'aile est loin d'apporter la solution idéale et parfaite au problème de la portance, ainsi que l'attes tent le grand nombre et la diversité des. profils mis au point dans le passé et dans le présent pour réaliser les caractéristiques aérodynamiques idéales.
La venue de l'hélice et notamment de l'hélice à pas variable a mis à la disposition des techniciens un moyen avantageux pour la création d'une force pro pulsive, et la combinaison de l'hélice entraînée par un moteur d'une part, avec l'aile de l'autre, a permis aux hommes de réaliser le vieux rêve du vol indé pendant et soutenu.
Mais l'hélice n'a pas apporté jus qu'ici de solution intéressante au problème de la portance, bien que dans, certains types récents d'aéro dynes dits à courte distance d'envol et d'atterrissage, on ait prévu des moyens. pour imprimer aux hélices et à leurs moteurs une rotation de 900 pour les placer dans une position verticale dans laquelle ils permettent un décollage quasi vertical, puis les rame ner à leur position horizontale normale pour le vol horizontal.
Le procédé le plus direct pour engendrer la pous- sée verticale a été jusqu'ici celui adopté dans l'auto gire ; on sait que dans cette solution, on équipe un avion plus ou moins classique d'un rotor à trois pales qui, lorsque l'engin avance sur le sol sous l'effet de son hélice et de son aile classiques, est mis en autorotation sous l'action de son déplacement par rapport à l'air, et transforme ainsi une fraction de la force d'avancement en portance ou poussée verticale, assurant ainsi à l'autogire une très courte distance de décollage et d'atterrissage.
Le stade suivant peut être considéré comme celui qui consiste à entraîner le rotor par un moteur, ce qui conduit à l'hélicoptère;
c'est là, à l'heure actuelle, le moyen le plus répandu pour la création directe d'une poussée ascensionnelle. Mais l'emploi d'un rotor à pales entraîné par moteur comporte de nombreux inconvénients, dont notam ment la tendance que présente la cellule de l'engin à tourner en sens inverse du rotor ; cet inconvénient a été surmonté, dans une certaine mesure, par l'em ploi de petits réacteurs en bout de pales.
Cependant le principal inconvénient du rotor à pales vient de la complexité des mécanismes de com mande qu'il exige ; il faut en effet que l'angle d'inci dence de chaque pale varie périodiquement sur cha que tour complet. A cela viennent s'ajouter le pro blème relatif au contrôle du degré de portance assuré par les pales, ainsi que des difficultés. supplémen taires relatives à l'utilisation de cette portance pour fournir également la poussée propulsive ; on conçoit donc que l'hélicoptère comporte des inconvénients nombreux et graves.
L'aérodyne que comprend la présente invention comporte au moins une aile portante produisant une portance par rotation autour d'un axe dirigé suivant son envergure. Il est caractérisé en ce qu'il est con formé de manière à présenter une résistance aéro dynamique minimum dans la direction de l'enver gure de l'aile portante. La présente invention com prend en outre l'utilisation dudit aérodyne comme missile.
On exposera tout d'abord, en regard des fig. 1 à 9 du dessin, le principe de fonctionnement de dif- férentes ailes portantes produisant une portance par rotation autour d'un axe dirigé suivant leur envergure.
La fig. 1 est un ensemble de diagrammes indi quant les forces de portance agissant sur un cylindre tournant autour de son axe dans un fluide s'écoulant normalement à l'axe du cylindre.
La fig. 1(a) est une vue du système matériel, la fig. 1(b) indiquant les forces de portance, et la fig. 1(c) le parallélogramme des forces.
La fig. 2 est analogue à la fig. 1(a), mais est rela tive au cas d'un cylindre aplati.
Les fig. 3 à 6 montrent comment varient les forces quand le corps de la variante de la fig. 2 tourne de 1800.
La fig. 7 illustre le comportement aérodynamique d'une voilure ayant un faible rapport d'épaisseur.
La fig. 8 montre les variations de l'angle de plané quand tourne la voilure de la fig. 7.
La fig. 9 montre, sous, forme idéalisée, la trajec toire de vol obtenue quand un corps muni d'une voilure suivant la fig. 7 tombe en chute libre.
Dans un but de clarté, l'analyse qui suit est sim plifiée ; on comprendra en effet que les forces aéro dynamiques agissant sur une surface sont complexes et ne se prêtent généralement pas au traitement géo métrique simple utilisé dans le présent exposé. Il n'en reste pas moins, ainsi que le comprendront les aéro- dynamiciens, que l'analyse simplifiée utilisée ici est parfaitement valable et ne peut se trouver contredite par une analyse plus poussée qui ferait intervenir des facteurs supplémentaires, négligés ici.
Pour la commodité du langage, on suppose dans ce qui suit que le fluide considéré est l'air atmosphé rique, et on appellera généralement voilure l'aile portante.
On commence par rappeler des notions connues. Sur la fig. 1, on voit un corps cylindrique A de profil transversal parfaitement circulaire, tournant à la vitesse angulaire w autour de son axe disposé per pendiculairement à l'écoulement de l'air, le corps A se déplace avec une vitesse relative de translation v" . Les courbes S représentent l'allure des filets d'air autour du corps et engendrant, sur le bord de fuite de celui-ci, une zone de turbulence T correspondant au sillage du corps.
On remarque que le point a au sommet du profil se déplace dans le sens de l'écoule ment et communique ainsi aux molécules d'air un surcroit de vitesse, tandis que le point b au point bas réduit d'autant la vitesse des molécules atmo sphériques s'écoulant en regard. L'air reçoit donc un accroissement de son énergie cinétique à la partie supérieure du corps et subit une réduction de son énergie cinétique à sa partie inférieure.
L'énergie totale de l'air demeurant constante selon le théorème de Bernoulli, il faut que cet accroissement et que ce décroissement de l'énergie cinétique soient compensés par un décroissement et un accroissement correspon dants de l'énergie piézo-métrique ou de la pression de l'air; il y aura donc une dépression ou aspiration à la partie supérieure du contour aérodynamique A, une surpression ou poussée ascensionnelle à sa partie inférieure.
C'est ce qu'on a indiqué fig. 1(b) pour le haut et le bas du profil, de part et d'autre de l'axe horizontal passant par le centre de rotation, les pres sions étant portées en ordonnées en fonction de la distance mesurée selon le diamètre horizontal du profil, diamètre dont la longueur est 2r.
L'aire hachurée supérieure, portant le signe négatif, indique qu'il y règne une dépression, c'est-à-dire une aspi ration vers le haut ; l'aire hachurée inférieure, mar quée du signe positif, indique qu'il y règne une sur pression, c'est-à-dire un effet de poussée, de bas en haut également. On remarquera que les courbes de pression et de dépression dessinent approximative ment chacune une alternance de sinusoïde dont le maximum se présente aux deux points morts haut et bas du profil et qui s'annulent aux deux bords.
La fig. 1(c) montre le parallélogramme des forces agissant sur la voilure ; le vecteur vertical ascendant représente la somme des forces d'aspiration et de poussée précitées, c'est-à-dire la portance, qui ainsi résulte de la rotation de la voilure ; le vecteur hori zontal D est la traînée ou force retardatrice s'oppo sant à l'avance de la voilure à travers l'air ; la résul tante R de ces deux vecteurs a une grandeur et une orientation variables suivant les valeurs absolues et relatives des vecteurs. composants.
Suivant la fig. 2, le profil de la voilure A est modifié, ayant ici la forme d'une ellipse et non plus d'un cercle. Il en résulte une modification du flux d'écoulement, les filets S étant plus aplatis, et la tur bulence T plus réduite.
La fig. 3 montre la même voilure à profil ellipti que après une légère rotation dans le sens anti- horaire, de sorte que son grand axe présente un petit angle d'incidence a.
Si on considère les trois points <I>a, b,</I> c sur la partie supérieure du profil, on remarque que le point c est situé à la limite de la zone turbu lente, que le point b est plus rapproché du bord d'attaque, et que le point a est très voisin de celui- ci ; en raison de la forme elliptique du profil le point <I>b</I> est plus voisin de l'axe de rotation que le point<I>a.</I> La fig. 3(b) montre le diagramme des pressions cor respondant au profil elliptique. On voit que les forces d'aspiration et de poussée ne varient plus sinusoïda- lement mais que les maxima ont été décalés vers le bord d'attaque.
En effet, sur la partie supérieure de la voilure, il n'y a virtuellement pas d'écoulement d'air en contact direct avec la surface dans toute la zone arrière de turbulence jusqu'au point c, et l'as piration ne commence donc à s'élever au-dessus de la valeur zéro qu'à partir de ce point. L'aspiration croit alors jusqu'à son maximum, atteint sensible ment en a, puis tombe rapidement à zéro au bord d'attaque.
La raison en est aisément comprise en considé rant les vitesses linéaires en<I>a</I> et<I>b.</I> En raison de leurs distances différentes au centre de rotation, les vitesses linéaires de déplacement de ces deux points dans l'air sont différentes, celle du point a étant supé- rieure à celle du point b. Le déplacement de ces deux points étant à peu près parallèle à l'écoulement des filets d'air voisins, la rotation du point a a pour effet d'imprimer à l'énergie cinétique du fluide un accroissement plus grand que celui imprimé par le point<I>b,</I> et la dépression est donc plus forte en<I>a</I> qu'en b.
La chute brusque de la dépression vers le bord d'attaque est due, elle, à deux causes: en pre mier lieu, l'accroissement d'énergie cinétique est rapi dement compensé par le frottement des molécules d'air contre la surface du corps, dissipant l'énergie en chaleur ; en second lieu, il se produit dans cette zone un changement de direction assez brusque dans les filets d'air par rapport au sens de rotation, chan gement qui doit entraîner un passage correspondant de la pression d'une valeur négative dans la région supérieure de la voilure, qui se déplace dans le même sens que l'air, à une valeur positive (poussée) dans la région inférieure où les molécules d'air sont frei nées par la surface.
Sur la fig. 4, l'angle d'incidence de la voilure A a crû à une valeur â supérieure à a, et on voit d'après le diagramme des, pressions de la fig. 4(b) que le point de portance maximum est reporté encore plus près du bord d'attaque, et que l'effet d'aspiration est encore plus fortement localisé en ce point.
La zone de turbulence ou le sillage T a empiété plus loin encore sur la partie supérieure du profil, de sorte que le point c est maintenant situé dans la zone de turbulence, et que le point d'aspira tion nulle, pour la surface supérieure de la voilure, est tout près du plan vertical passant par l'axe de rotation.
A la surface inférieure de la voilure, il n'y a que peu ou point de turbulence, et la poussée y croit modérément, pour atteindre son maximum envi ron dans le même plan vertical que le maximum de l'aspiration ; mais la poussée créée sur la surface infé rieure il'a ni l'intensité, ni la concentration locale, que possède l'aspiration sur la surface supérieure.
On voit donc qu'il existe un certain angle d'inci dence a pour lequel, au cours de la rotation de la voilure de profil elliptique le vecteur portance L atteint une valeur maximum; la valeur de cet angle, dépendant des, caractéristiques du profil utilisé, est généralement comprise entre 10 et 30o.
Sur la fig. 5, l'angle d'incidence a atteint 901), le grand axe du profil elliptique étant maintenant per pendiculaire à l'écoulement de l'air ; il y a une tur bulence et une traînée T maximum, et très peu de portance créée par entraînement d'air; en effet, la fig. 5(b) montre que la zone sur laquelle les varia tions de pression se font sentir, est extrêmement réduite tant sur la surface supérieure qu'à la surface inférieure.
On peut donc dire que pour l'angle de 90 , la très faible portance créée par entraînement de l'air par la voilure, est compensée par les pertes importantes par frottement des molécules d'air contre celle-ci.
Sur la fig. 6(a), la voilure a décrit 1201, à partir de son orientation initiale ; on remarque maintenant, sur la surface supérieure, un point de transition pour lequel le sens relatif de l'écoulement des filets d'air s'inverse, de sorte que l'entraînement par la surface tournante réduit l'énergie cinétique des molécules d'air plutôt qu'il ne l'augmente. Ceci se traduit, sur le diagramme des pressions de la fig. 6(b), par la présence d'une région de pressions positives agissant de haut en bas sur la surface supérieure ;
ainsi, après la région de pressions négatives ou d'aspiration tendant à soulever la voilure, mais à s'opposer à sa rotation, il se produit, à environ un tiers de la dis tance au bord d'attaque, une inversion conduisant à une région de pressions positives qui s'opposent éga lement à la rotation, mais agissent pour rabattre la voilure vers le bas.
A la face inférieure de la voilure il existe une zone étendue de turbulence T, de sorte que la zone de pressions positives ou de poussée ne commence que peu après le point milieu; la poussée augmente alors rapidement en donnant une forte poussée ascen sionnelle tendant à soulever la voilure et aussi à la faire tourner.
La portance globale résultante, égale à la force d'aspiration dans la région postérieure de la sur face supérieure augmentée de la poussée dans la région antérieure de la surface inférieure,- et dimi nuée de la force dirigée de haut en bas dans la région antérieure de la surface supérieure, possède ainsi une intensité faible, qui dépend de la valeur de l'angle et des caractéristiques de la voilure, et qui peut soit aider la rotation de la voilure, soit s'y opposer.
En tout cas, pour une orientation telle que celle de la fig. 6, la portance comme le moment de rotation agissant sur la voilure, sont faibles ou nuls.
La rotation de la voilure l'amène ensuite à la position de 1800, indiscernable de la position de départ de la fig. 2 puisqu'on a supposé le profil symétrique, et le cycle recommence. En effet, pour assurer une périodicité régulière, on donne à la voi lure un profil symétrique par rapport à sa corde maximum.
La fig. 7 monstre une voilure dont le profil qui s'écarte de la forme elliptique est aplati et a des bords effilés d'attaque et de fuite. .L'effet d'un tel aplatissement du profil, c'est-à-dire en diminuant le rapport d'épaisseur f/t (où<I>f</I> est l'épaisseur et<I>t</I> la lar geur de la corde, voir fig. 7), est de reporter le centre de pression P, point d'application de la por tance résultante, vers le bord d'attaque de la voilure, et d'augmenter ainsi son moment de rotation.
Ce moment, en effet, peut s'exprimer par le produit L, <I>. d,</I> où L, est la composante de la portance per pendiculaire à la corde principale de la voilure, et d la distance du centre de poussée au centre de rotation.
Si on largue la voilure en chute libre avec son axe longitudinal normal à la direction de chute, elle va donc être mise en rotation, et les forces de por tance et de traînée varient continuellement, ainsi qu'on l'a vu plus haut, d'une façon périodique, la portance maximum apparaissant d'une manière géné rale pour la position de traînée minimum et récipro quement. Les forces auxquelles la voilure est sou mise dans sa chute devant s'équilibrer, il s'ensuit théoriquement que l'angle de plané, c'est-à-dire l'angle y de la trajectoire de la voilure en chute libre avec l'horizon, doit lui aussi varier continuellement suivant une courbe périodique, en se conformant aux variations de portance et de traînée.
On peut 1e voir sur le diagramme vectoriel de la fig. 8a, où les flèches 1, 2 et 3 schématisent trois positions de la voilure, indiquées en<I>(b), (c) et</I> (d) respectivement à droite de la figure, pour lesquelles l'angle d'inci dence a croît de la position (b) à la position (d). La portance maximum est obtenue pour la position (d). Dans le diagramme des forces exercées sur la voilure, la résultante de la portance (L) et de la traî née (D) doit à tout moment être égale et opposée au poids (W) de la voilure.
Ainsi, quand la portance L et la traînée D varient, leur résultante doit toujours demeurer constante en direction (verticale ascen- dante) et en intensité. Le diagramme des forces pour les trois orientations de voilure figurées en (b), (c) et (d), sont indiqués en<I>(a).</I> Dl et Ll y désignent la traînée et la portance pour la position (b), D. et L., pour la position (c), et D3 et L3 pour la position (d)
. Le diagramme montre que la résultante Ro de ces deux forces reste constante pour toutes les positions. A mesure que la traînée croît et que la portance décroît, l'angle qui en résulte pour la force de traînée, force qui, évidemment, est toujours dirigée en sens inverse du déplacement de la voilure (déplacement qu'indiquent les flèches y1, y2, y3), augmente cons tamment de la position<I>(b)</I> à la position (d). Ainsi,
quand la voilure en forme de plaque ou lame plane ayant le profil de la fig. 7 tournoie en tombant en chute libre dans l'air, son angle de plané y varie continuellement, et sa direction de chute doit donc elle aussi, en principe, être continuellement variable.
Cette trajectoire théorique de la voilure en plané est représentée en traits pleins sur la fig. 9. On voit que l'angle de plané croît pour atteindre un maxi mum pour chacun des points tels que C, où la voi lure a tourné de 1800. Mais en raison de l'inertie mécanique de la voilure tournante qui, bien entendu, est pesante et présente donc un certain moment d'inertie I, cette trajectoire voit ses ondulations s'atté nuer un peu pour donner une trajectoire sensiblement rectiligne comme le montre la ligne en traits inter rompus,
et l'angle de plané reste à peu près cons tant à une valeur moyenne y, Cette valeur est fonc tion de plusieurs facteurs, mais principalement de la vitesse angulaire co et du moment d'inertie I, la fonc tion étant de la forme
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L'analyse ci-dessus a été simplifiée par l'hypo thèse que la rotation de la voilure est continue et constante. Mais quand cette rotation est due unique- ment au moment de rotation M créé par la transla tion de la voilure dans l'air, c'est-à-dire lorsqu'il s'agit d'une autorotation plutôt que d'une rotation forcée, cette rotation est loin d'être uniforme.
En effet, le moment de rotation qui lui donne naissance n'est présent que pendant de brèves périodes. inter mittentes lorsque l'angle d'incidence a est compris dans les limites convenables ; la rotation est alors elle-même intermittente et saccadée. Une rotation uniforme et continue ne peut pas être obtenue avec une voilure en forme de plaque ou lame plane.
On décrira maintenant, à titre d'exemple et en regard des fig. 10 à 20 du dessin, plusieurs formes d'exécution de l'aérodyne que comprend l'invention, avec des variantes de détail, ainsi que l'utilisation de certaines d'entre elles comme missile.
Les fig. 10 représentent une première forme d'exécution de l'aérodyne en forme de lame torse ou hélicoïdale ; la fig. 10(a) étant une vue perspective et la fig. 10(b) étant une élévation en bout.
Les fig. 11(a) et (b) montrent, en perspective éclatée et en bout respectivement, la manière dont la forme d'exécution de la fig. 10 peut être assimilée à une série de plaques distinctes ayant chacune un profil aérodynamique simple.
La fig. 12 montre la variation de la portance engendrée dans le cas d'un aérodyne suivant la fig. 10, quand celui-ci décrit une rotation de 360o.
La fig. 13 illustre graphiquement la trajectoire décrite par l'aérodyne de la fig. 10, en chute libre. La fig. 14 est une vue en perspective d'une pre mière variante de cette forme d'exécution.
Les fig. 15(a) et (b) représentent, en perspective et en bout, une deuxième variante.
La fig. 16 est une vue en perspective d'une deuxième forme d'exécution, l'enveloppe externe étant supposée transparente.
La fig. 17 est un diagramme de la trajectoire de vol de cette forme d'exécution.
La fig. 18 montre en perspective la même forme d'exécution, mais débarrassée de son aile portante. La fig. 19 est une vue en perspective d'une troisième forme d'exécution.
La fig. 20, enfin, montre en<I>(a), (b)</I> et (c), trois variantes de profils transversaux de l'aile portante de l'une ou l'autre des formes d'exécution précédentes.
L'aérodyne représenté dans les fig. 10 est consti tué par une plaque plane allongée, ou lame A, ayant un profil transversal semblable à celui de la fig. 7, et ayant une longueur ou envergure t et une profon deur ou longueur de corde t suivant le grand axe du profil, lame ayant subi une torsion autour de son axe longitudinal G-G pour former un hélicoïde.
L'angle de torsion totale dont le profil tourne sur la longueur l de son envergure entre l'extrémité K et l'extrémité N étant désigné par s, on voit sur la fig. 10(b) que, au moment où l'extrémité K présente un angle d'incidence a l'autre extrémité N présente l'angle d'incidence c(+ s, et tous les points intermé diaires le long de l'envergure de la voilure sont à des incidences intermédiaires entre ces deux valeurs.
La rotation de la corde ou grand axe du profil autour de l'axe longitudinal de la voilure est, en général, continu et unidirectionnel, et a de préférence un taux de torsion angulaire (exprimé par<I>7, x</I> étant la distance suivant l'envergure) constant ; cette der nière condition, toutefois., n'est pas indispensable, et en certaines circonstances on pourra faire varier le taux de torsion le long de la voilure pour agir sur le comportement aérodynamique de celle-ci.
Pour étudier le comportement d'une telle voilure lorsqu'elle tourne dans un courant d'air dont l'écou lement est perpendiculaire à son axe de rotation, il est commode de la diviser par la pensée en une série de sections ou plaques telles que Al, A2, A3, ... dont chacune a une longueur suivant l'axe de rotation assez courte pour que l'angle de torsion sur cette longueur puisse être négligé, et ces diverses sections étant décalées angulairement les unes par rapport aux autres pour rétablir approximativement la torsion le long de la voilure totale ainsi recons tituée.
C'est ainsi que sur la fig. 11(b), la première section A1 présente l'angle d'incidence a et la der nière A3 l'angle a -I- s. Il est évident que lorsque l'ensemble tourne autour de son axe, les diverses sections passent successivement par la valeur critique de leur angle d'incidence, pour laquelle la portance est maximum, les unes après les autres. Dans l'en semble, la portance de chaque section élémentaire s'étale sur une fraction notable de la demi-période de rotation.
Bien que la rotation de la voilure héli coïdale autour de son axe au sein d'un courant d'air perpendiculaire à cet axe donne lieu à une valeur de crête plus faible de la portance par rapport à la valeur obtenue à l'aide d'une voilure plane de même envergure et de même largeur, cette portance persiste sur une partie plus grande de la rotation.
Cet étale ment de la portance apparaît sur la fig. 12, où la portance est portée en ordonnées et l'angle de rota tion en abscisses ; les courbes en traits pleins se rapportent à la plaque torse, les courbes en pointillé à la plaque plane. On voit que les impulsions de por tance pour la plaque plane présentent une valeur de crête plus élevée concentrée sur une course angu laire très étroite, alors que dans le cas de la plaque torse, ces impulsions sont un peu moins hautes mais subsistent sur une course angulaire plus étendue.
Les forces élémentaires de portance présentent, bien entendu, une résultante appliquée en un certain centre de poussée; celui-ci se déplace continuelle ment d'une extrémité à l'autre du bord d'attaque de la voilure, à mesure que les divers points de ce bord passent successivement par la valeur optimum de l'angle d'attaque.
Il semblerait que cette particularité doive entraîner une variation de la stabilité de la voilure autour de son axe ; mais on constate que le couple gyroscopique développé par la voilure tour nante annule complètement cette tendance à l'insta bilité. Lorsqu'on largue une voilure torse du type représenté fig. 10, en chute libre dans l'air, elle est soumise à un système complexe de forces dont le détail dépend des caractéristiques géométriques et physiques de la voilure, mais qui donnent lieu dans l'ensemble, ainsi qu'on l'a vu plus haut, à un angle de plané y bien constant.
En raison de la torsion de la voilure, qui répartit la portance et le moment de rotation sur une course angulaire appréciable, la voi lure décrit dans l'air une trajectoire régulière et con tinue; ainsi qu'on le verra plus loin, sa vitesse angu laire w atteint une valeur limite constante quand la voilure tombe librement sous le seul effet de la pesanteur.
Les facteurs agissant sur la vitesse angu laire et l'angle de plané sont : le poids. W de la voilure ; l'aire apparente v en projection sur le plan horizontal, ces deux facteurs intervenant par leur rapport W/ p qui est le poids par unité de surface ;
la finesse, c'est-à-dire le rapport du carré de l'enver gure à la surface horizontale, soit 12/,7 ; cette expres sion; dans le cas, où la corde a une longueur cons tante<I>t</I> de sorte que<I>v =</I> tl, se réduisant<I>à</I> l/t <I>;</I> le profil de la voilure; enfin l'angle de torsion s.
Si on maintient tous ces paramètres fixes à l'exception de l'angle de torsion s, on peut étudier l'influence de celui-ci sur le comportement de la voi lure. On voit ainsi que pour s petit, de sorte que la voilure tend vers la voilure plane décrite ci-dessus, la rotation est faible et saccadée, et le comportement de la voilure irrégulier et imprévisible.
Si s est très grand, tendant vers 900, la répartition longitudinale des forces de portance et de traînée devient trop dissymétrique: l'une des extrémités de la voilure est soumise à un maximum de traînée et à un minimum de portance alors que l'autre extrémité subit le mini mum de traînée et le maximum de portance<B>;</B> il appa raît alors une tendance à entrer en rotation autour de l'axe transversal, tendance que ne peut compenser l'effet gyroscopique, et la stabilité aérodynamique de la voilure est compromise.
On conçoit donc qu'il doit exister une plage optimum pour l'angle de tor sion total s ; on a constaté que cette plage optimum est comprise entre 5 et 500, ce quia pour effet de faire passer la course angulaire utile pour la portance, de sa limite antérieure d'environ 300, à une nouvelle limite d'environ 800.
Il est évident que, pour une voilure donnée, il doit exister un état d'équilibre dans lequel la vitesse angulaire w a une valeur limite, communiquant à la voilure un angle de plané y constant. En effet, si la vitesse angulaire vient à diminuer à partir de sa valeur limite supposée, l'angle de plané croîtrait ;
mais ceci entraîne à son tour un accroissement de la vitesse angulaire, d'où une réduction de l'angle de plané jusqu'à la valeur d'équilibre; de même en cas d'accroissement de la vitesse angulaire. Ainsi, en régime permanent et en l'absence de tout moyen de freinage, il existe pour toute voilure une vitesse angu laire caractéristique et un angle de plané caractéris tique.
Bien entendu, si l'an fait intervenir des moyens agissant sur la vitesse angulaire, on peut faire varier l'angle de plané et la trajectoire de vol de la voilure se modifierait en conséquence.
Quand on laisse tomber la voilure en chute libre dans l'air, elle finit toujours par prendre une orien tation telle que son axe longitudinal de rotation est perpendiculaire à la trajectoire, et par prendre une vitesse de rotation constante autour de cet axe de sorte qu'elle plane à un angle constant sur l'horizon. Ce comportement de la voilure torse en chute libre a lieu en plusieurs stades que montre la fig. 13. La voilure étant larguée en U, commence par tomber brutalement sans rotation bien nette jusqu'à un cer tain point V.
En ce point, à la suite des variations intrinsèques des forces naturelles agissant sur la voi lure, celle-ci prend un léger mouvement de rotation autour de son axe. Cette rotation s'accentue de V à X, et pendant ce temps l'axe de rotation de la voilure se déplace jusqu'à se trouver en coïncidence avec l'axe de symétrie du profil transversal et la voi lure tourne elle-même autour de son axe transversal jusqu'à ce que sa rotation se fasse autour d'un axe perpendiculaire au déplacement. Au point X par conséquent la voilure tourne autour de son axe lon gitudinal et se déplace perpendiculairement à cet axe.
La vitesse angulaire de la voilure augmente alors jusqu'à la valeur limite déjà mentionnée; en même temps l'angle de plané diminue. Au point Y, l'état limite est atteint ; la trajectoire est alors sensiblement une droite faisant l'angle ys avec l'horizon. En l'absence de toutes autres forces, la voilure conser verait cet angle. Mais on peut, par des moyens appro priés, faire varier la vitesse angulaire de la voilure et réaliser ainsi un angle de plané différent<B>y',.</B> C'est ce qui a été figuré à partir du point Z sur la figure.
A partir de ce point, bien que le système soit tou jours en équilibre, la vitesse angulaire a été ramenée volontairement en dessous de sa valeur limite de sorte que l'angle de plané a été accrû par rapport à sa valeur naturelle en chute libre.
La variante représentée à la fig. 14 comporte des volets F sur les bords d'attaque et de fuite de la voilure parallèlement à l'axe de rotation G-G. Le braquage de ces volets permet d'agir sur l'angle de plané. Le rôle essentiel de ces volets est d'introduire une interruption dans les surfaces de la voilure ; aussi leur position le long des bords d'attaque et de fuite, ainsi d'ailleurs que leur nombre, peuvent-ils s'écarter de la disposition préférée représentée.
Dans la variante représentée à la fig. 15, on agit sur la vitesse angulaire de la voilure au moyen de tuyères de soufflage ou de réaction J, disposées le long des bords d'attaque et de fuite ; ces tuyères peuvent être prévues sur un des bords de l'une des faces, et le bord opposé de l'autre face ; on pourrait bien entendu aussi prévoir des tuyères sur les deux bords de chaque face, à condition de prévoir alors des moyens pour leur commande sélective par paires.
Un petit réacteur ou turboréacteur M est monté symétriquement par rapport aux deux axes. Les gaz d'échappement du réacteur sont conduits aux tuyères J disposées sur les bords d'attaque et de fuite pour agir sur la vitesse angulaire w et par suite l'angle de plané y. Le combustible nécessaire est contenu dans des chambres réservoirs réparties régulièrement le long de l'axe G-G. Le réacteur M pourrait être rem placé par un simple compresseur alimenté en air par des ouïes ménagées sur l'axe longitudinal G-G, et refoulant l'air comprimé par les tuyères J.
On pour rait également emmagasiner de l'air comprimé avant le décollage et le libérer sous un débit commandé selon les besoins pour modifier l'angle de plané.
Une utilisation particulièrement importante de l'aérodyne est celle de missile ou engin guidé, car il offre une solution à certains problèmes qui jus qu'ici ont été une source de gros déboires. Les deux problèmes principaux se rapportent: l'un, au succès de la rentrée de l'engin dans les couches denses de l'atmosphère, l'autre, à l'allongement de la portée sans faire appel à des propulseurs plus importants, tels qu'étages de fusée supplémentaires.
Suivant le schéma de la fig. 17, il s'agit d'envoyer un projectile balistique d'un premier point 5 de la surface terrestre, à un autre point 6 de celle-ci. Si on utilise la trajectoire balistique usuelle 8 de forme parabolique, l'engin pour atteindre une grande portée doit parvenir à une altitude élevée hl, ce qui impli que d'une part une impulsion de lancement élevée, et conduit d'autre part à une vitesse très élevée de l'en gin à sa rentrée dans l'atmosphère.
La fig. 16 montre, en perspective simplifiée, le dernier étage d'un engin propulsé par fusées, à caré nage extérieur 14 ayant la forme usuelle, mais sup posé transparent. A l'intérieur de cet étage terminal est logé un engin 15 dit de rentrée . Il comporte deux pales 16 et 17 de part et d'autre d'une partie centrale 19 destinée à contenir une charge utile. Les pales communiquent à l'ensemble de l'engin 15 la forme générale de la voilure allongée torse définie plus haut.
La partie centrale 19 forme en quelque sorte un petit engin porté, caréné, et équipé d'un propulseur indépendant constitué par un réacteur- fusée 20. Les pales 16 et 17 sont largables, étant reliées à la section centrale au moyen d'accouple ments 18 de part et d'autre de cette section, sur un axe 13-13 de celle-ci perpendiculaire au plan de symétrie de la partie centrale.
Le fonctionnement est le suivant : l'engin de rentrée 15 est porté à haute altitude à l'intérieur de l'enveloppe 14 de l'étage terminal habituel, jus qu'à l'apogée 9 d'une trajectoire indiquée sur la fig. 17, à l'altitude h2. En ce point, le carénage extérieur 14 retombe et l'engin 15 est exposé à l'atmosphère, dans laquelle il tombe en chute libre.
Cette chute se poursuit jusqu'en un point 10, en lequel l'autorotation intervient, l'engin commençant à tour ner autour de son axe longitudinal qui s'est placé perpendiculairement à la trajectoire. Le régime de rotation s'établit à vitesse angulaire constante en un certain point 11, au-delà duquel l'engin effectue un vol plané à angle réduit sur l'horizon, jusqu'en un point 12 où il va pénétrer dans les couches denses de l'atmosphère.
En ce point, 12, les pales 16 et 17 sont larguées, et la petite section centrale 19 voit ses fusées motrices 20 mises en route, pour percuter l'objectif, où sa charge explose. L'étape finale consis tant à convertir l'engin à voilure torse tournante en un engin à fusée normal, bien que non indispensable, est avantageuse pour la raison suivante : l'engin à voilure torse tournante aurait un angle de plané extrêmement faible au sein de l'atmosphère dense au voisinage du sol, et il serait, en outre, soumis aux influences variables des conditions atmosphériques du moment, rendant imprécis le point d'impact ;
de plus, son faible angle de plané et sa vitesse relativement réduite le rendraient vulnérable à l'interception par des engins de défense.
Pour maintenir l'engin avec précision sur son cap au cours de la descente, il peut être muni de moyens de contrôle de la trajectoire et de moyens de guidage vers l'objectif ; ces moyens pourraient comprendre des gouvernes, un dispositif de guidage par inertie, un dispositif sensible à l'infrarouge, etc.
On remarquera que, pour une portée égale à celle du projectile balistique classique suivant la trajectoire 8, l'engin lancé comme il vient d'être décrit ne doit atteindre qu'une altitude h. très infé rieure à celle hl de l'engin classique. On sait que le gain réalisé sur la puissance de propulsion n'est pas proportionnel au gain d'altitude, mais croit beaucoup plus rapidement. Ceci permet une simplification de l'étage fusée, et par suite une économie de prix de revient et une meilleure sûreté de fonctionnement.
L'engin ainsi réalisé présente, réciproquement, une portée beaucoup plus grande que celle d'un engin classique projeté à l'altitude h2, comme l'indique la trajectoire en traits interrompus partant du point 9. D'autre part, en raison de l'effet de freinage exercé par les forces de tramée sur l'engin en cours de rentrée dans l'atmosphère, celle-ci se produit à une vitesse beaucoup plus faible que celle de l'engin clas sique, résolvant ainsi le problème de la rentrée dans l'atmosphère et permettant l'emploi de matériaux plus économiques. que ceux qui seraient autrement nécessaires.
L'engin à rentrée dans l'atmosphère, que l'on vient de décrire, est également utilisable pour les besoins de la défense. En effet, il suffit lors de son lâcher à haute altitude de régler ses caractéristiques aérodynamiques de telle sorte qu'il décrive une tra jectoire descendante en hélice de pas très faible.
On pourrait ainsi maintenir l'engin pendant une période de temps prolongée au-dessus d'une zone à défendre, telle qu'une grande ville ; muni d'un dispositif de détection approprié tel qu'un détecteur à l'infrarouge, il serait sensible à l'approche lointaine d'un objet hostile tel qu'un engin intercontinental dirigé vers. la zone à défendre ; ses pales hélicoïdales seraient alors larguées ainsi qu'on l'a décrit, et le petit engin porté, constituant sa partie centrale, irait alors intercepter l'objet ennemi, à proximité duquel il ferait éclater sa charge d'explosif.
Il faudrait, bien entendu, lancer de nouveaux engins défensifs de ce type au fur et à mesure que ceux précédemment largués tombent dans les couches basses de l'atmosphère.
Un autre mode d'utilisation d'un tel engin consis terait à le lancer du bord d'un navire de guerre pour survoler une zone maritime dans laquelle on soup çonne la présence d'un sous-marin ennemi. En réponse à un dispositif de détection électromagné tique dont l'engin serait équipé, celui-ci verrait ses voilures larguées et le petit engin porté piquerait sur le sous-marin. La forme d'exécution représentée à la fig. 19 comporte deux engins défensifs élémentaires ayant chacun la forme de l'engin à rentrée dans l'atmo sphère décrit plus haut, et disposés côte à côte.
Leurs axes longitudinaux sont parallèles, et l'un des bords de la voilure de chacun d'eux est en contact avec un bord de la voilure de l'autre. Lancés dans l'air parallèlement à leur axe longitudinal, chacun de ces engins élémentaires présente un sillage très réduit de sorte qu'un carénage est superflu en vue de suppri mer les efforts aérodynamiques de torsion en vol rectiligne. L'engin multiple 21 représenté sur la fig. 19 comprend deux engins distincts 29 et 22, dont chacun a la forme déjà décrite, comportant une partie centrale portée, désignée 27 pour l'engin 29 et 28 pour l'engin 22 ; les pales 23-24 et 25-26 respecti vement pour les engins 29 et 22, donnent à ceux-ci la forme de la voilure allongée et torse, décrite plus haut.
Lorsque l'engin composite a atteint une altitude appropriée, les deux engins élémentaires 29 et 22 se séparent le long de leur bord commun et deviennent indépendants l'un de l'autre, chacun se plaçant sur une trajectoire hélicoïdale comme on l'a décrit plus haut. A la fin de leur trajectoire de descente, ils peuvent être reçus dans une étendue d'eau ou une autre aire de réception appropriée ; grâce à leur vitesse réduite et au petit angle de leur trajectoire sur l'horizon, leur atterrissage se fera sans dommage, de sorte qu'ils pourront être récupérés et réutilisés.
La propriété selon laquelle l'engin, après une pre mière partie de trajectoire à grande vitesse parallèle ment à son axe longitudinal, s'arrête brusquement et poursuit son vol à vitesse réduite perpendiculairement à son axe, et sous un angle de plané très. faible, tout en tournant autour de cet axe, peut présenter un avan tage précieux pour déjouer les contre-mesures enne mies, que celles-ci prennent la forme d'une tentative d'interception d'engin défensif dirigé contre un avion assaillant, ou de la destruction d'un engin balistique intercontinental dirigé contre un objectif à détruire.
En effet, toute tentative de défense ou d'interception de ce genre doit reposer nécessairement sur un calcul de la trajectoire de l'engin, en altitude et en vitesse, calcul étendu sur un certain laps de temps, en vue de prévoir à l'avance un point d'interception pos sible ; or tout calcul de ce genre repose nécessaire- ment sur l'hypothèse d'une trajectoire régulière, c'est- à-dire régie par une loi uniforme.
Cette hypothèse n'est pas valable dans le cas de l'engin décrit, dont l'altitude, la trajectoire et la vitesse sont soumis à une variation discontinue, d'ail leurs intervenant à un instant qui pourrait être com mandé à volonté ; avant cette discontinuité on a affaire à un projectile balistique classique, à faible tramée et grande vitesse, après, à une voilure tour nante à faible vitesse de vol et à faible angle de chute. Tout calcul d'interception précis est ainsi rendu virtuellement impossible.
Dans toutes les formes d'exécution décrites, le profil transversal de la voilure ou autre organe est supposé de forme générale elliptique, ou plus exac tement ovale à extrémités effilées, et à fort aplatis sement (voir fig. 20(b)). Un tel profil est assez simple à réaliser et satisfait aux conditions essentielles de symétrie par rapport à son grand axe et de forme générale aplatie ; aussi ce profil est-il satisfaisant. Mais on peut utiliser d'autres profils plus, ou moins avantageux.
Le profil le plus simple est représenté sur la fig. 20(a) comme étant constitué par celui d'une simple lame ou plaque mince rectangulaire. Ce profil a un rendement médiocre de transformation de l'énergie cinétique du fluide en travail utile. La fig. 20(c) montre un profil qui n'est plus symétrique par rapport à son axe principal, mais l'est par rap port à son centre, les deux moitiés du profil de part et d'autre de l'axe principal pouvant être amenées en coïncidence par une rotation de 1800 autour de ce centre ; le profil dans son ensemble a le contour général d'un S très aplati. Un tel profil est d'un ren dement élevé.
De préférence, le rapport de l'épais seur ou petit axe par rapport à la corde ou grand axe, est faible, et les bords d'attaque et de fuite sont effilés pour réduire la résistance à l'écoulement ; en outre il est préférable qu'il existe une symétrie de rotation. Par ailleurs, la voilure ne présente pas nécessairement, avant torsion hélicoïdale, le contour plan rectangulaire qu'on a représenté dans les diver ses formes d'exécution décrites. C'est ainsi que ce contour pourrait être ovale ou autre. Pour certaines applications, il pourrait même être intéressant de rendre ce contour dissymétrique par rapport à l'axe transversal ; on pourrait ainsi, notamment, arriver à modifier la trajectoire de vol de l'aérodyne.