FR3159149A1

FR3159149A1 - Two-wing VTOL aircraft

Info

Publication number: FR3159149A1
Application number: FR2401367A
Authority: FR
Inventors: Benoit FERRAN; Risshi JAIN
Original assignee: Ascendance Flight Tech; Ascendance Flight Technologies
Current assignee: Ascendance Flight Tech; Ascendance Flight Technologies
Priority date: 2024-02-12
Filing date: 2024-02-12
Publication date: 2025-08-15
Also published as: WO2025172383A1

Abstract

Aéronef VTOL à deux ailes Un aéronef à décollage et atterrissage vertical comprend un fuselage (3). Le fuselage (3) présente une partie avant, conformée en nez (5), et une partie arrière, conformée en queue (7), mutuellement opposées. L’aéronef comprend en outre une première aile (11) et une deuxième aile (13), attachées sur le fuselage (3) entre le nez (5) et la queue (7). La deuxième aile (13) est disposée en arrière de la première aile (11). La première aile (11) est attachée au fuselage (3) à une première hauteur, et s’étend, au moins en partie, généralement dans un premier plan. La deuxième aile (13) est attachée au fuselage (3) à une deuxième hauteur, supérieure à la première hauteur, et s’étend, au moins sur une partie raccordée au fuselage (3), généralement dans un deuxième plan. L’aéronef comprend en outre une première ailette (17), disposée en bout de première aile (11). La première ailette (17) comprend une portion saillante (19) faisant saillie du premier plan, à l’opposé du deuxième plan. Fig.2 Two-wing VTOL aircraft A vertical takeoff and landing aircraft comprises a fuselage (3). The fuselage (3) has a front portion, shaped like a nose (5), and a rear portion, shaped like a tail (7), which are opposite each other. The aircraft further comprises a first wing (11) and a second wing (13), attached to the fuselage (3) between the nose (5) and the tail (7). The second wing (13) is arranged behind the first wing (11). The first wing (11) is attached to the fuselage (3) at a first height and extends, at least partially, generally in a first plane. The second wing (13) is attached to the fuselage (3) at a second height, greater than the first height, and extends, at least over a portion connected to the fuselage (3), generally in a second plane. The aircraft further comprises a first fin (17), arranged at the end of the first wing (11). The first fin (17) comprises a projecting portion (19) projecting from the first plane, opposite the second plane. Fig. 2

Description

Two-wing VTOL aircraft

L’invention concerne le domaine des aéronefs à décollage et atterrissage vertical, aussi désignés VTOL dans la technique (de l’équivalent anglais « Vertical Take-Off and Landing »). Plus particulièrement, l’invention se rapporte à un aéronef VTOL présentant au moins deux ailes.The invention relates to the field of vertical take-off and landing aircraft, also referred to as VTOL in the art (from the English equivalent “Vertical Take-Off and Landing”). More particularly, the invention relates to a VTOL aircraft having at least two wings.

Un aéronef VTOL comprend généralement un système de propulsion présentant une pluralité de rotors, chaque rotor étant configuré de manière à tourner autour d’un axe de rotation par rapport à un stator respectif. Les rotors, mis en rotation, sont capables de produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef, notamment pour les phases de décollage et d’atterrissage de celui-ci. Un aéronef VTOL peut décoller d’une infrastructure au sol réduite, et y atterrir. Cela rend son utilisation particulièrement adaptée en environnement fortement contraint, comme les villes par exemple, et permet de réduire l’empreinte au sol nécessaire à son opération.A VTOL aircraft generally comprises a propulsion system having a plurality of rotors, each rotor being configured to rotate about an axis of rotation relative to a respective stator. The rotors, when rotated, are capable of jointly producing an essentially vertical movement of the aircraft, in particular for the takeoff and landing phases thereof. A VTOL aircraft can take off from and land on a reduced ground infrastructure. This makes its use particularly suitable in highly constrained environments, such as cities for example, and makes it possible to reduce the footprint required for its operation.

On connaît une première configuration d’aéronef VTOL, dans laquelle la rotation des rotors assure seule la portance de l’aéronef, non seulement dans les phases de vol vertical, mais aussi dans les phases de vol d’avancement. C’est le cas par exemple de la configuration de l’aéronef connu sous le nom « Volocity », de la société Volocopter. L’aéronef est alors généralement dépourvu d’ailes. Cependant, les aéronefs de cette première configuration présentent une vitesse en vol d’avancement assez faible, une autonomie énergétique faible et des nuisances sonores importantes.A first configuration of VTOL aircraft is known, in which the rotation of the rotors alone provides the aircraft's lift, not only in the vertical flight phases, but also in the forward flight phases. This is the case, for example, of the configuration of the aircraft known as "Volocity", from the Volocopter company. The aircraft is then generally without wings. However, aircraft in this first configuration have a fairly low forward flight speed, low energy autonomy and significant noise pollution.

C’est pourquoi l’on préfère généralement une deuxième configuration, dans laquelle l’aéronef présente un fuselage pourvu d’au moins une aile. Cette aile produit l’essentiel de la portance de l’aéronef en vol d’avancement, tandis qu’en vol vertical, la portance reste principalement générée par les rotors.This is why a second configuration is generally preferred, in which the aircraft has a fuselage equipped with at least one wing. This wing produces most of the aircraft's lift in forward flight, while in vertical flight, the lift remains mainly generated by the rotors.

Un aéronef présentant cette deuxième configuration peut comprendre plusieurs ailes, de sorte à améliorer sa portance en vol d’avancement. On connaît ainsi une catégorie d’aéronef VTOL comprenant deux ailes principales, disposées sur le fuselage de manière non superposée de sorte à former une aile avant et une aile arrière. Cette configuration d’ailes est couramment appelée dans la technique « ailes en tandem ». Un aéronef VTOL à ailes en tandem peut comprendre, en outre, un empennage présentant une troisième aile, d’envergure réduite.An aircraft having this second configuration may comprise several wings, so as to improve its lift in forward flight. A category of VTOL aircraft is thus known comprising two main wings, arranged on the fuselage in a non-superimposed manner so as to form a front wing and a rear wing. This wing configuration is commonly referred to in the art as “tandem wings”. A VTOL aircraft with tandem wings may further comprise a tailplane having a third wing, of reduced span.

On s’intéresse, dans ce qui suit, aux aéronefs de type VTOL à ailes en tandem pour lesquels l’aile avant et l’aile arrière sont attachées sur le fuselage à des hauteurs différentes, l’aile arrière se trouvant plus haut que l’aile avant. Un aéronef de ce type présente, en général, une bonne portance en vol d’avancement. Toutefois, lorsque cet aéronef présente un angle d’incidence dépassant une certaine valeur, typiquement 15°, il est connu que cette portance se dégrade.In the following, we are interested in tandem wing VTOL aircraft, in which the front wing and the rear wing are attached to the fuselage at different heights, with the rear wing being higher than the front wing. An aircraft of this type generally has good lift in forward flight. However, when this aircraft has an angle of attack exceeding a certain value, typically 15°, it is known that this lift deteriorates.

En effet, à angle d’incidence élevé, des turbulences sont susceptibles d’apparaître dans le sillage de l’aile avant et d’affecter l’écoulement d’air sur l’aile arrière. Ces turbulences comprennent, par exemple, des tourbillons se détachant du bord d’attaque, du bord de fuite et des extrémités de l’aile avant. De telles turbulences ont pour effet de provoquer une augmentation de l’incidence de l’aile arrière, cette augmentation pouvant atteindre plusieurs degrés lorsque les cœurs des tourbillons se détachant des extrémités de l’aile avant sont positionnés au niveau de l’aile arrière. On observe alors un phénomène de décrochage de l’aile arrière, c’est-à-dire que la portance de cette aile diminue, ce qui entraîne, plus généralement, une diminution de la portance de l’ensemble de l’aéronef. En outre, ce décrochage est susceptible de provoquer des mouvements soudains de tangage, et donc de nuire à la stabilité longitudinale de l’aéronef.Indeed, at a high angle of incidence, turbulence is likely to appear in the wake of the front wing and affect the airflow over the rear wing. This turbulence includes, for example, vortices detaching from the leading edge, the trailing edge and the tips of the front wing. Such turbulence has the effect of causing an increase in the angle of incidence of the rear wing, this increase being able to reach several degrees when the cores of the vortices detaching from the tips of the front wing are positioned at the level of the rear wing. We then observe a phenomenon of stalling of the rear wing, that is to say that the lift of this wing decreases, which leads, more generally, to a reduction in the lift of the entire aircraft. In addition, this stall is likely to cause sudden pitching movements, and therefore to harm the longitudinal stability of the aircraft.

Plus particulièrement, les tourbillons se détachant de l’aile avant ont pour effet d’augmenter l’incidence sur la surface externe de l’aile arrière (phénomène connu dans la technique sous la dénomination anglaise « upwash ») tout en réduisant l’incidence sur la surface interne de cette dernière (phénomène connu dans la technique sous la dénomination anglaise « downwash »). Cet effet génère des efforts supplémentaires sur la structure de l’aile arrière. Pour y remédier, la structure de l’aile arrière est généralement renforcée, ce qui implique une augmentation de sa masse.More specifically, the vortices detaching from the front wing have the effect of increasing the impact on the external surface of the rear wing (a phenomenon known in the art as "upwash") while reducing the impact on the internal surface of the latter (a phenomenon known in the art as "downwash"). This effect generates additional forces on the structure of the rear wing. To remedy this, the structure of the rear wing is generally reinforced, which implies an increase in its mass.

Pour les aéronefs à ailes en tandem non VTOL, c’est-à-dire dont l’aile avant et l’aile arrière sont dépourvues de rotors, ces inconvénients sont généralement évités en prévoyant un angle de calage de l’aile avant adapté. L’angle de calage correspond à l’angle que forme l’aile avant par rapport au fuselage. Cet angle est déterminé de sorte que l’aile avant décroche toujours avant l’aile arrière (effet connu dans la technique sous le nom « effet piqueur »), empêchant ainsi d’observer les phénomènes décrits plus haut. Une solution similaire se retrouve sur les aéronefs non VTOL de type « canard », c’est-à-dire comprenant une petite aile à l’avant et une grande aile à l’arrière, ainsi que sur les aéronefs de type « trois-surfaces » (tel que le modèle connu sous le nom « Piaggio P180 Avanti », de la société Piaggio Aero).For non-VTOL tandem wing aircraft, i.e. aircraft with no rotors on the front and rear wings, these drawbacks are generally avoided by providing a suitable pitch angle for the front wing. The pitch angle corresponds to the angle formed by the front wing relative to the fuselage. This angle is determined so that the front wing always stalls before the rear wing (an effect known in the art as the "nose-down effect"), thus preventing the phenomena described above from being observed. A similar solution is found on non-VTOL "canard" type aircraft, i.e. aircraft with a small wing at the front and a large wing at the rear, as well as on "three-surface" type aircraft (such as the model known as the "Piaggio P180 Avanti", from Piaggio Aero).

Cette solution n’est cependant pas transposable à un aéronef à ailes en tandem de type VTOL, dont le profil d’aile avant peut avoir comme caractéristiques naturelles de décrocher bien au-delà des incidences de décrochage de la voilure arrière, typiquement 15°.This solution is not, however, transposable to a VTOL-type tandem wing aircraft, whose front wing profile may have the natural characteristics of stalling well beyond the stall incidences of the rear wing, typically 15°.

L’état de la technique comprend des modèles d’aéronef VTOL à ailes en tandem dont les dispositions constructives visent à réduire les interactions entre l’aile avant et l’aile arrière susceptibles de nuire à la portance en vol d’avancement.The state of the art includes VTOL aircraft models with tandem wings whose construction provisions aim to reduce interactions between the front wing and the rear wing which could impair lift in forward flight.

Par exemple, un premier modèle, connu sous le nom « Lilium Jet », de la société Lilium, comprend des ailes dont les extrémités sont recourbées sur l’extrados, c’est-à-dire vers le haut, de manière à former des ailettes. Ces ailettes sont couramment appelées « winglets » dans la technique. Les winglets ainsi formés réduisent l’apparition de tourbillons, en particulier aux extrémités de l’aile avant. Toutefois, le phénomène d’augmentation d’incidence décrit plus haut, qui résulte en un décrochage de l’aile arrière, continue de se produire au-delà d’une certaine valeur d’angle d’incidence, typiquement 15°.For example, a first model, known as the “Lilium Jet”, from the Lilium company, includes wings whose tips are curved on the upper surface, i.e. upwards, so as to form winglets. These winglets are commonly called “winglets” in the art. The winglets thus formed reduce the occurrence of vortices, particularly at the tips of the front wing. However, the phenomenon of increased incidence described above, which results in a stall of the rear wing, continues to occur beyond a certain angle of incidence value, typically 15°.

Un deuxième modèle, connu sous le nom « Plana », de la société Plana Aero, comprend aux extrémités de ses ailes des rotors contre-rotatifs. Ces rotors viennent, en tournant, s’opposer à la rotation des tourbillons en extrémité d’aile, de manière à empêcher une augmentation de l’incidence de l’aile arrière. Toutefois, une telle solution n’est pas satisfaisante car elle augmente de manière considérable le poids, l’encombrement et la complexité structurelle de l’aéronef.A second model, known as the "Plana", from the company Plana Aero, includes counter-rotating rotors at the ends of its wings. These rotors, by rotating, oppose the rotation of the vortices at the wingtips, so as to prevent an increase in the incidence of the rear wing. However, such a solution is not satisfactory because it considerably increases the weight, size and structural complexity of the aircraft.

Sur un troisième modèle, connu sous le nom « Odys Aero », de la société Odys Aviation, les extrémités des ailes avant et arrière sont reliées entre elles de sorte à former une aile en anneau, aussi appelée « box wing » dans la technique. Cette forme d’aile en anneau tend à éliminer l’apparition des tourbillons aux extrémités de l’aile avant. Toutefois, une telle solution n’est pas satisfaisante car elle impose des contraintes fortes sur la conception de la structure de l’aéronef, notamment en ce qui concerne l’encombrement et l’orientation de ses ailes.In a third model, known as the "Odys Aero," from Odys Aviation, the front and rear wingtips are connected to form a ring wing, also known as a "box wing" in the technical field. This ring wing shape tends to eliminate the appearance of vortices at the front wingtips. However, such a solution is not satisfactory because it imposes strong constraints on the design of the aircraft structure, particularly with regard to the size and orientation of its wings.

Dans ce contexte, la Demanderesse a cherché à améliorer la situation.In this context, the Applicant sought to improve the situation.

On propose un aéronef à décollage et atterrissage vertical, comprenant un fuselage. Le fuselage présente une partie avant, conformée en nez, et une partie arrière, conformée en queue, mutuellement opposées. L’aéronef comprend en outre une première aile et une deuxième aile, attachées sur le fuselage entre le nez et la queue. La deuxième aile est disposée en arrière de la première aile. La première aile est attachée au fuselage à une première hauteur, et s’étend, au moins en partie, généralement dans un premier plan. La deuxième aile est attachée au fuselage à une deuxième hauteur, supérieure à la première hauteur, et s’étend, au moins sur une partie raccordée au fuselage, généralement dans un deuxième plan. L’aéronef comprend en outre une première ailette, disposée en bout de première aile. La première ailette comprend une portion saillante faisant saillie du premier plan, à l’opposé du deuxième plan.A vertical takeoff and landing aircraft is provided, comprising a fuselage. The fuselage has a front portion, shaped like a nose, and a rear portion, shaped like a tail, which are mutually opposed. The aircraft further comprises a first wing and a second wing, attached to the fuselage between the nose and the tail. The second wing is arranged behind the first wing. The first wing is attached to the fuselage at a first height, and extends, at least in part, generally in a first plane. The second wing is attached to the fuselage at a second height, greater than the first height, and extends, at least over a portion connected to the fuselage, generally in a second plane. The aircraft further comprises a first fin, arranged at the tip of the first wing. The first fin comprises a projecting portion projecting from the first plane, opposite the second plane.

L’aéronef proposé présente en bout de sa première aile, ou aile avant, une forme particulière d’ailette. Cette forme a pour effet de réduire l’influence du sillage de l’aile avant sur l’écoulement d’air autour de la deuxième aile, ou aile arrière. En particulier, le niveau du cœur du tourbillon se formant en bout d’aile avant est abaissé, ce qui limite son effet sur l’aile arrière et donc l’apparition d’un phénomène d’augmentation d’incidence de cette aile.The proposed aircraft has a particular winglet shape at the end of its first wing, or front wing. This shape has the effect of reducing the influence of the front wing's wake on the airflow around the second wing, or rear wing. In particular, the level of the core of the vortex forming at the front wing tip is lowered, which limits its effect on the rear wing and therefore the appearance of a phenomenon of increased incidence of this wing.

La forme d’ailette proposée est particulièrement avantageuse car elle est susceptible d’améliorer la stabilité latérale de l’aéronef, en formant pour cet aéronef une surface de dérive.The proposed fin shape is particularly advantageous because it is likely to improve the lateral stability of the aircraft, by forming a drift surface for this aircraft.

Des caractéristiques optionnelles de l’invention, complémentaires ou de substitution, sont énoncées ci-après :
- la portion saillante de la première ailette comprend une partie d’extrémité, s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le premier plan un angle compris entre 60° et 90° ;
- la portion saillante de la première ailette présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde aérodynamique moyenne de la première aile ;
- la deuxième aile comprend une portion de voilure, en partie disposée en arrière de la portion saillante de la première ailette ;
- la portion de voilure s’étend généralement dans le deuxième plan ;
- l’aéronef comprend en outre une deuxième ailette, disposée en bout de deuxième aile, cette deuxième ailette présentant une portion saillante faisant saillie du deuxième plan généralement dans la même direction que la portion saillante de la première ailette ;
- la portion saillante de la deuxième ailette comprend une partie d’extrémité, s’étendant généralement dans un plan d’inclinaison, ce plan d’inclinaison formant avec le deuxième plan un angle compris entre 60° et 90° ;
- la portion saillante de la deuxième ailette présente, selon un profil, une longueur comprise entre 50 et 100% d’une valeur de corde aérodynamique moyenne de la deuxième aile ;
- l’aéronef comprend en outre un conduit traversant, apte à loger un rotor, ce conduit traversant étant disposé à proximité de la portion saillante de la première ailette ;
- l’aéronef comprend en outre un empennage, disposé sur la queue, l’empennage étant conformé, au moins en partie, en une troisième aile, laquelle s’étend généralement dans un plan, sensiblement parallèle au premier plan.Optional, complementary or substitutive features of the invention are set out below:
- the projecting portion of the first fin comprises an end portion, generally extending in an inclination plane, this inclination plane forming with the first plane an angle of between 60° and 90°;
- the projecting portion of the first fin has, according to a profile, a length of between 50 and 100% of an average aerodynamic chord value of the first wing;
- the second wing comprises a portion of sail, partly arranged behind the projecting portion of the first fin;
- the wing portion generally extends into the second plane;
- the aircraft further comprises a second fin, arranged at the end of the second wing, this second fin having a projecting portion projecting from the second plane generally in the same direction as the projecting portion of the first fin;
- the projecting portion of the second fin comprises an end portion, generally extending in an inclination plane, this inclination plane forming with the second plane an angle of between 60° and 90°;
- the projecting portion of the second fin has, according to a profile, a length of between 50 and 100% of an average aerodynamic chord value of the second wing;
- the aircraft further comprises a through duct, capable of housing a rotor, this through duct being arranged close to the projecting portion of the first fin;
- the aircraft further comprises a tail unit, arranged on the tail, the tail unit being shaped, at least in part, into a third wing, which generally extends in a plane, substantially parallel to the first plane.

D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, tirée d’exemples donnés à titre illustratif et non limitatif, tirés des dessins sur lesquels :
- laFIG. 1représente une partie gauche d’un aéronef selon l’invention, en vue de face ;
- laFIG. 2représente une partie de l’aéronef de laFIG. 1, en perspective isométrique ;
- laFIG. 3représente une partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de laFIG. 1, en vue de face ;
- laFIG. 4représente la partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de laFIG. 1, en vue de dessus ;
- laFIG. 5représente la partie gauche de l’aile avant de l’aéronef de laFIG. 1, en vue de côté ;
- laFIG. 6représente un champ de pression sur le bord d’attaque de l’aile arrière, pour un aéronef de l’état de la technique en phase de vol d’avancement ;
- laFIG. 7représente un champ de pression sur le bord d’attaque de l’aile arrière, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol d’avancement ;
- laFIG. 8représente une évolution du coefficient de portance de l’aile arrière en fonction de l’angle d’incidence, pour un aéronef de l’état de la technique et pour un aéronef selon l’invention ;
- laFIG. 9représente une évolution du coefficient de moment de tangage en fonction de l’angle d’incidence, pour un aéronef de l’état de la technique et pour un aéronef selon l’invention ;
- laFIG. 10représente une évolution du coefficient de moment de roulis en fonction de l’angle de dérapage, à angle d’incidence donné, pour plusieurs modes de réalisation d’un aéronef selon l’invention ;
- laFIG. 11représente un champ de vitesse moyenne d’un écoulement d’air sur la partie gauche de l’aile avant, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol vertical ;
- laFIG. 12représente un champ de vitesse moyenne et des lignes de courant d’un écoulement d’air sur la partie gauche de l’aile avant, pour un aéronef selon l’invention en phase de vol vertical.Other characteristics and advantages of the invention will appear more clearly on reading the following description, taken from examples given for illustrative and non-limiting purposes, taken from the drawings in which:
- there FIG. 1 represents a left part of an aircraft according to the invention, in front view;
- there FIG. 2 represents a part of the aircraft of the FIG. 1 , in isometric perspective;
- there FIG. 3 represents a left part of the front wing of the aircraft of the FIG. 1 , in front view;
- there FIG. 4 represents the left part of the front wing of the aircraft of the FIG. 1 , top view;
- there FIG. 5 represents the left part of the front wing of the aircraft of the FIG. 1 , in side view;
- there FIG. 6 represents a pressure field on the leading edge of the rear wing, for a state-of-the-art aircraft in the forward flight phase;
- there FIG. 7 represents a pressure field on the leading edge of the rear wing, for an aircraft according to the invention in the forward flight phase;
- there FIG. 8 represents an evolution of the lift coefficient of the rear wing as a function of the angle of incidence, for an aircraft of the state of the art and for an aircraft according to the invention;
- there FIG. 9 represents an evolution of the pitching moment coefficient as a function of the angle of incidence, for an aircraft of the state of the art and for an aircraft according to the invention;
- there FIG. 10 represents an evolution of the roll moment coefficient as a function of the sideslip angle, at a given angle of incidence, for several embodiments of an aircraft according to the invention;
- there FIG. 11 represents an average speed field of an air flow on the left part of the front wing, for an aircraft according to the invention in vertical flight phase;
- there FIG. 12 represents a mean velocity field and streamlines of an airflow on the left part of the front wing, for an aircraft according to the invention in vertical flight phase.

Les dessins et la description ci-après contiennent, pour l'essentiel, des éléments de caractère certain. Ils pourront donc non seulement servir à mieux faire comprendre la présente invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant.The drawings and the description below contain, for the most part, elements of a certain character. They may therefore not only serve to better understand the present invention, but also contribute to its definition, if necessary.

On fait référence aux figures 1 et 2.Reference is made to Figures 1 and 2.

Ces figures représentent un aéronef à décollage et atterrissage vertical, ou aéronef VTOL, selon un mode de réalisation de l’invention. Cet aéronef est désigné par la référence numérique 1 dans la suite de la description.These figures represent a vertical takeoff and landing aircraft, or VTOL aircraft, according to one embodiment of the invention. This aircraft is designated by the reference numeral 1 in the remainder of the description.

L’aéronef 1 comprend un fuselage 3, qui s’étend généralement selon un premier axe, appelé axe longitudinal de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est en outre caractérisé par un deuxième axe, ou axe latéral, perpendiculaire à son axe longitudinal. Cet axe latéral croise l’axe longitudinal en un point correspondant au centre de gravité de l’aéronef 1. L’aéronef 1 est encore caractérisé par un troisième axe, perpendiculaire à son axe longitudinal et à son axe latéral. Ce troisième axe passe par le centre de gravité de l’aéronef 1. Ici, ce troisième axe s’étend généralement verticalement.The aircraft 1 comprises a fuselage 3, which generally extends along a first axis, called the longitudinal axis of the aircraft 1. The aircraft 1 is further characterized by a second axis, or lateral axis, perpendicular to its longitudinal axis. This lateral axis intersects the longitudinal axis at a point corresponding to the center of gravity of the aircraft 1. The aircraft 1 is further characterized by a third axis, perpendicular to its longitudinal axis and to its lateral axis. This third axis passes through the center of gravity of the aircraft 1. Here, this third axis generally extends vertically.

L’aéronef 1 est généralement symétrique, suivant un plan comprenant son axe longitudinal et son troisième axe. Ce plan est appelé plan longitudinal ou plan de symétrie de l’aéronef 1 dans la suite de la description. On appelle plan transversal de l’aéronef 1 le plan comprenant l’axe longitudinal et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, ce plan transversal s’étend généralement horizontalement.The aircraft 1 is generally symmetrical, along a plane comprising its longitudinal axis and its third axis. This plane is called the longitudinal plane or plane of symmetry of the aircraft 1 in the remainder of the description. The transverse plane of the aircraft 1 is called the plane comprising the longitudinal axis and the lateral axis of the aircraft 1. Here, this transverse plane generally extends horizontally.

On appelle angle alpha, ou angle d’incidence de l’aéronef 1, l’angle formé entre l’axe longitudinal de l’aéronef 1 et une projection du vent relatif dans le plan de symétrie de l’aéronef 1.The angle alpha, or angle of incidence of aircraft 1, is the angle formed between the longitudinal axis of aircraft 1 and a projection of the relative wind in the plane of symmetry of aircraft 1.

On appelle axe X1 l’axe résultant d’une rotation de l’axe longitudinal de l’aéronef 1 dans le plan de symétrie, cette rotation ayant pour centre le centre de gravité de l’aéronef 1 et pour valeur d’angle l’angle d’incidence de l’aéronef 1. On appelle angle beta, ou angle de dérapage de l’aéronef 1, l’angle formé entre cet axe X1 et la direction du vent relatif.The axis X1 is called the axis resulting from a rotation of the longitudinal axis of aircraft 1 in the plane of symmetry, this rotation having as its center the center of gravity of aircraft 1 and as its angle value the angle of incidence of aircraft 1. The angle beta, or sideslip angle of aircraft 1, is called the angle formed between this axis X1 and the direction of the relative wind.

Le fuselage 3 présente une partie avant, conformée en nez 5, et une partie arrière, conformée en queue 7, mutuellement opposées.The fuselage 3 has a front part, shaped like a nose 5, and a rear part, shaped like a tail 7, mutually opposed.

L’aéronef 1 comprend une première aile, ou aile avant 11, attachée sur le fuselage 3 entre le nez 5 et la queue 7. L’aile avant 11 présente une forme généralement allongée.The aircraft 1 comprises a first wing, or front wing 11, attached to the fuselage 3 between the nose 5 and the tail 7. The front wing 11 has a generally elongated shape.

L’aile avant 11 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. L’aile avant 11 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de l’aile avant 11. Ici, l’aile avant 11 est disposée à proximité du nez 5.The front wing 11 generally extends parallel to the lateral axis of the aircraft 1. The front wing 11 extends mainly along one axis, called the longitudinal axis of the front wing 11. Here, the front wing 11 is arranged near the nose 5.

L’aéronef 1 comprend en outre une deuxième aile, ou aile arrière 13, attachée sur le fuselage 3 entre le nez 5 et la queue 7. L’aile arrière 13 est attachée sur le fuselage 3 en arrière de l’aile avant 11. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont décalées suivant l’axe longitudinal de l’aéronef 1. L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont attachées sur le fuselage 3 de manière non superposée. L’aéronef 1 présente une configuration dite à ailes en tandem.The aircraft 1 further comprises a second wing, or rear wing 13, attached to the fuselage 3 between the nose 5 and the tail 7. The rear wing 13 is attached to the fuselage 3 behind the front wing 11. The front wing 11 and the rear wing 13 are offset along the longitudinal axis of the aircraft 1. The front wing 11 and the rear wing 13 are attached to the fuselage 3 in a non-overlapping manner. The aircraft 1 has a so-called tandem wing configuration.

L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 produisent l’essentiel de la portance de l’aéronef 1 en phase de vol d’avancement.The front wing 11 and the rear wing 13 produce most of the lift of the aircraft 1 in the forward flight phase.

L’aile arrière 13 présente une forme généralement allongée. L’aile arrière 13 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. L’aile arrière 13 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de l’aile arrière 13. L’axe longitudinal de l’aile arrière 13 et l’axe longitudinal de l’aile avant 11 sont parallèles entre eux. Ici, l’aile arrière 13 est disposée à proximité de la queue 7.The rear wing 13 has a generally elongated shape. The rear wing 13 generally extends parallel to the lateral axis of the aircraft 1. The rear wing 13 extends mainly along one axis, called the longitudinal axis of the rear wing 13. The longitudinal axis of the rear wing 13 and the longitudinal axis of the front wing 11 are parallel to each other. Here, the rear wing 13 is arranged near the tail 7.

L’aile avant 11 et l’aile arrière 13 sont attachées sur le fuselage 3 à des hauteurs différentes en référence au troisième axe de l’aéronef 1. L’aile avant 11 forme une aile inférieure pour l’aéronef 1, tandis que l’aile arrière 13 forme une aile supérieure pour celui-ci.The front wing 11 and the rear wing 13 are attached to the fuselage 3 at different heights with reference to the third axis of the aircraft 1. The front wing 11 forms a lower wing for the aircraft 1, while the rear wing 13 forms an upper wing for it.

On appelle angle de dièdre avant l’angle formé entre l’aile avant 11 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre avant est sensiblement égal à 0°. Ici, l’aile avant 11 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. L’aile avant 11 s’étend généralement dans un premier plan, ou plan d’aile avant. Le plan d’aile avant comprend l’axe longitudinal de l’aile avant 11. L’aile arrière 13 est disposée au-dessus du plan d’aile avant.The forward dihedral angle is the angle formed between the front wing 11 and the transverse plane of the aircraft 1. Here, the forward dihedral angle is substantially equal to 0°. Here, the front wing 11 extends generally parallel to the transverse plane of the aircraft 1. The front wing 11 generally extends in a first plane, or front wing plane. The front wing plane comprises the longitudinal axis of the front wing 11. The rear wing 13 is arranged above the front wing plane.

On appelle angle de dièdre arrière l’angle formé entre l’aile arrière 13 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre arrière est sensiblement égal à 0°. Ici, l’aile arrière 13 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. L’aile arrière 13 s’étend généralement dans un deuxième plan, ou plan d’aile arrière. Le plan d’aile arrière est distinct du plan d’aile avant. Ici, le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière sont parallèles entre eux. Ici, le plan d’aile arrière s’étend au-dessus du plan d’aile avant. L’aile avant 11 est disposée en-dessous du plan d’aile arrière.The angle formed between the rear wing 13 and the transverse plane of the aircraft 1 is called the rear dihedral angle. Here, the rear dihedral angle is substantially equal to 0°. Here, the rear wing 13 extends generally parallel to the transverse plane of the aircraft 1. The rear wing 13 generally extends in a second plane, or rear wing plane. The rear wing plane is distinct from the front wing plane. Here, the front wing plane and the rear wing plane are parallel to each other. Here, the rear wing plane extends above the front wing plane. The front wing 11 is arranged below the rear wing plane.

On appelle envergure d’une aile la longueur de cette aile suivant l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’envergure de l’aile avant 11 correspond à sa longueur suivant son axe longitudinal. Ici, l’envergure de l’aile arrière 13 correspond à sa longueur suivant son axe longitudinal. L’aile arrière 13 présente une envergure sensiblement égale ou supérieure à l’envergure de l’aile avant 11. Ici, l’aile arrière 13 présente une envergure supérieure à l’envergure de l’aile avant 11.The span of a wing is the length of this wing along the lateral axis of the aircraft 1. Here, the span of the front wing 11 corresponds to its length along its longitudinal axis. Here, the span of the rear wing 13 corresponds to its length along its longitudinal axis. The rear wing 13 has a span substantially equal to or greater than the span of the front wing 11. Here, the rear wing 13 has a span greater than the span of the front wing 11.

L’aéronef 1 peut en outre comprendre, comme ici, un empennage 9, disposé sur la queue 7 du fuselage 3. Ici, l’empennage 9 présente une allure générale en T. L’empennage 9 comprend une partie de dérive 91, qui s’étend depuis le fuselage 3, ici selon la troisième direction de l’aéronef 1. L’empennage 9 comprend en outre une partie d’aile 93, qui s’étend à une extrémité de la partie de dérive 91 opposée au fuselage 3. L’empennage 9 peut encore comprendre, comme ici, une nacelle 95, propre à couvrir un moteur arrière horizontal de l’aéronef 1.The aircraft 1 may further comprise, as here, a tail 9, arranged on the tail 7 of the fuselage 3. Here, the tail 9 has a general T-shaped shape. The tail 9 comprises a fin portion 91, which extends from the fuselage 3, here in the third direction of the aircraft 1. The tail 9 further comprises a wing portion 93, which extends at one end of the fin portion 91 opposite the fuselage 3. The tail 9 may further comprise, as here, a nacelle 95, suitable for covering a horizontal rear engine of the aircraft 1.

La partie d’aile 93 présente une forme généralement allongée. La partie d’aile 93 s’étend généralement parallèlement à l’axe latéral de l’aéronef 1. La partie d’aile 93 s’étend principalement suivant un axe, appelé axe longitudinal de la partie d’aile 93.The wing portion 93 has a generally elongated shape. The wing portion 93 generally extends parallel to the lateral axis of the aircraft 1. The wing portion 93 extends mainly along one axis, called the longitudinal axis of the wing portion 93.

On appelle angle de dièdre d’empennage l’angle formé entre la partie d’aile 93 et le plan transversal de l’aéronef 1. Ici, l’angle de dièdre d’empennage est sensiblement égal à 0°. Ici, la partie d’aile 93 s’étend de manière généralement parallèle au plan transversal de l’aéronef 1. La partie d’aile 93 s’étend généralement dans un troisième plan, ou plan d’aile d’empennage. Le plan d’aile d’empennage comprend l’axe longitudinal de la partie d’aile 93. Le plan d’aile d’empennage est distinct du plan d’aile avant et du plan d’aile arrière. Ici, le plan d’aile d’empennage est parallèle au plan d’aile avant et au plan d’aile arrière. Ici, le plan d’aile d’empennage s’étend au-dessus du plan d’aile avant et du plan d’aile arrière.The tail dihedral angle is the angle formed between the wing portion 93 and the transverse plane of the aircraft 1. Here, the tail dihedral angle is substantially equal to 0°. Here, the wing portion 93 extends generally parallel to the transverse plane of the aircraft 1. The wing portion 93 generally extends in a third plane, or tail wing plane. The tail wing plane comprises the longitudinal axis of the wing portion 93. The tail wing plane is distinct from the front wing plane and the rear wing plane. Here, the tail wing plane is parallel to the front wing plane and the rear wing plane. Here, the tail wing plane extends above the front wing plane and the rear wing plane.

L’aéronef 1 comprend en outre, à une extrémité de son aile avant 11, une première ailette, ou winglet avant 17. Ici, l’aéronef 1 comprend une paire de winglets avant 17, chacun disposé à l’une des extrémités de son aile avant 11. Les winglets avant 17 présentent chacun une portion saillante 19, qui fait saillie du plan d’aile avant à l’opposé du plan d’aile arrière. Les portions saillantes 19 des winglets avant 17 s’étendent généralement vers le bas. Ici, les portions saillantes 19 des winglets avant 17 font saillie du plan d’aile avant.The aircraft 1 further comprises, at one end of its front wing 11, a first winglet, or front winglet 17. Here, the aircraft 1 comprises a pair of front winglets 17, each arranged at one of the ends of its front wing 11. The front winglets 17 each have a projecting portion 19, which projects from the front wing plane opposite the rear wing plane. The projecting portions 19 of the front winglets 17 generally extend downwards. Here, the projecting portions 19 of the front winglets 17 project from the front wing plane.

L’aéronef 1 peut en outre comprendre, comme ici, une deuxième ailette, ou winglet arrière 21, à une extrémité de son aile arrière 13. Ici, l’aéronef 1 comprend une paire de winglets arrière 21, chacun disposé à l’une des extrémités de son aile arrière 13. Les winglets arrière 21 présentent chacun une portion saillante 23, qui fait saillie de l’aile arrière 13 généralement dans la même direction que les portions saillantes 19 des winglets avant 17. Ici, les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 font saillie du plan d’aile arrière. Les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 s’étendent généralement vers le bas. Ici, les portions saillantes 23 des winglets arrière 21 s’étendent généralement vers le plan d’aile avant.The aircraft 1 may further comprise, as here, a second winglet, or rear winglet 21, at one end of its rear wing 13. Here, the aircraft 1 comprises a pair of rear winglets 21, each disposed at one end of its rear wing 13. The rear winglets 21 each have a projecting portion 23, which projects from the rear wing 13 generally in the same direction as the projecting portions 19 of the front winglets 17. Here, the projecting portions 23 of the rear winglets 21 project from the rear wing plane. The projecting portions 23 of the rear winglets 21 generally extend downwards. Here, the projecting portions 23 of the rear winglets 21 generally extend towards the front wing plane.

L’aéronef 1 comprend en outre une pluralité de rotors 15, ici huit rotors 15, répartis sur son aile avant 11 et son aile arrière 13. Les rotors 15 sont configurés de manière à tourner autour d’axes sensiblement parallèles au troisième axe de l’aéronef 1. Les rotors 15 produisent l’essentiel de la portance de l’aéronef 1 en phase de vol vertical. Les rotors 15 sont agencés de manière à produire conjointement un mouvement essentiellement vertical de l’aéronef 1. Ici, quatre des rotors 15 sont disposés sur l’aile avant 11 tandis que les quatre autres rotors 15 sont disposés sur l’aile arrière 13.The aircraft 1 further comprises a plurality of rotors 15, here eight rotors 15, distributed over its front wing 11 and its rear wing 13. The rotors 15 are configured so as to rotate around axes substantially parallel to the third axis of the aircraft 1. The rotors 15 produce most of the lift of the aircraft 1 in the vertical flight phase. The rotors 15 are arranged so as to jointly produce an essentially vertical movement of the aircraft 1. Here, four of the rotors 15 are arranged on the front wing 11 while the other four rotors 15 are arranged on the rear wing 13.

On fait référence aux figures 1 à 5.Reference is made to Figures 1 to 5.

On décrit dans ce qui suit l’aile avant 11. Les figures 3 à 5 représentent la partie gauche de cette aile.The front wing 11 is described below. Figures 3 to 5 represent the left part of this wing.

L’aile avant 11 présente un carénage, qui comprend une partie avant, conformée en un bord d’attaque 35, et une partie arrière, conformée en un bord de fuite 37, mutuellement opposées. Ici, le bord d’attaque 35 et le bord de fuite 37 s’étendent de manière généralement parallèle l’un à l’autre.The front wing 11 has a fairing, which comprises a front portion, shaped as a leading edge 35, and a rear portion, shaped as a trailing edge 37, mutually opposite. Here, the leading edge 35 and the trailing edge 37 extend generally parallel to each other.

On appelle angle de flèche avant l’angle formé entre le bord d’attaque 35 de l’aile avant 11 et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’angle de flèche avant est légèrement positif, par exemple de l’ordre de 5°.The forward sweep angle is the angle formed between the leading edge 35 of the front wing 11 and the lateral axis of the aircraft 1. Here, the forward sweep angle is slightly positive, for example of the order of 5°.

Le carénage de l’aile avant 11 comprend en outre une surface supérieure, conformée en un extrados 31, et une surface inférieure, conformée en un intrados 33, mutuellement opposées. L’extrados 31 et l’intrados 33 relient chacun le bord d’attaque 35 au bord de fuite 37.The fairing of the front wing 11 further comprises an upper surface, shaped as an extrados 31, and a lower surface, shaped as a intrados 33, mutually opposite. The extrados 31 and the intrados 33 each connect the leading edge 35 to the trailing edge 37.

Ici, le carénage de l’aile avant 11 présente quatre conduits traversants 25, reliant chacun l’intrados 33 à l’extrados 31. Chacun de ces conduits traversants 25 est agencé de manière à loger l’un des rotors 15, au moins en partie. Ces conduits traversants 25 sont disposés par paires de part et d’autre du fuselage 3.Here, the fairing of the front wing 11 has four through ducts 25, each connecting the lower surface 33 to the upper surface 31. Each of these through ducts 25 is arranged so as to house one of the rotors 15, at least in part. These through ducts 25 are arranged in pairs on either side of the fuselage 3.

Ici, chacun des winglets avant 17 est disposé à proximité de l’un des conduits traversants 25 de l’aile avant 11.Here, each of the front winglets 17 is arranged near one of the through ducts 25 of the front wing 11.

On décrit dans ce qui suit le winglet avant 17 de la partie gauche de l’aile avant 11.The following describes the front winglet 17 of the left part of the front wing 11.

La portion saillante 19 du winglet avant 17 présente une surface extérieure 20 et une surface intérieure 16, mutuellement opposées. La surface intérieure 16 se trouve orientée vers le fuselage 3. La surface extérieure 20 se raccorde à l’extrados 31 de la partie gauche de l’aile avant 11. La surface intérieure 16 se raccorde à l’intrados 33 de la partie gauche de l’aile avant 11.The projecting portion 19 of the front winglet 17 has an outer surface 20 and an inner surface 16, mutually opposite. The inner surface 16 is oriented towards the fuselage 3. The outer surface 20 connects to the upper surface 31 of the left part of the front wing 11. The inner surface 16 connects to the lower surface 33 of the left part of the front wing 11.

Ici, le winglet avant 17 et la partie gauche de l’aile avant 11 sont formés d’un seul tenant. Ici, la portion saillante 19 du winglet avant 17 correspond à une portion généralement courbée de carénage en bout d’aile avant 11. Cette portion de carénage est courbée vers l’intrados 33 du carénage de l’aile avant 11. En remplacement, le winglet avant 17 pourrait être réalisé en une pièce séparée, conformée de manière à être rapportée sur l’aile avant 11.Here, the front winglet 17 and the left part of the front wing 11 are formed as a single piece. Here, the projecting portion 19 of the front winglet 17 corresponds to a generally curved portion of fairing at the end of the front wing 11. This portion of fairing is curved towards the lower surface 33 of the fairing of the front wing 11. As a replacement, the front winglet 17 could be made as a separate piece, shaped so as to be attached to the front wing 11.

La portion saillante 19 du winglet avant 17 présente une partie d’extrémité 18, laquelle s’étend généralement suivant un plan. Ce plan est appelé plan d’inclinaison du winglet avant 17 dans la suite de la description. Le plan d’inclinaison du winglet avant 17 forme avec le plan d’aile avant un angle gamma, ou angle de courbure, pour le winglet avant 17 (représenté sur laFIG. 3). Ici, cet angle de courbure correspond à l’angle duquel le carénage en bout d’aile avant 11 est courbé pour former la portion saillante 19 du winglet avant 17. Ici, l’angle de courbure du winglet avant 17 est de sensiblement 90°. Ici, le plan d’inclinaison du winglet avant 17 s’étend de manière sensiblement parallèle au troisième axe de l’aéronef 1. En remplacement, l’angle de courbure du winglet avant 17 pourrait être compris entre 60° et 90°. Ces valeurs d’angle de courbure permettent d’assurer que le tourbillon se détachant du bout d’aile avant s’éloigne suffisamment de l’aile arrière. Plus la valeur d’angle de courbure est élevée, plus l’éloignement est important.The projecting portion 19 of the front winglet 17 has an end portion 18, which generally extends along a plane. This plane is called the inclination plane of the front winglet 17 in the remainder of the description. The inclination plane of the front winglet 17 forms with the front wing plane a gamma angle, or curvature angle, for the front winglet 17 (shown in the FIG. 3 ). Here, this angle of curvature corresponds to the angle at which the front wingtip fairing 11 is curved to form the projecting portion 19 of the front winglet 17. Here, the angle of curvature of the front winglet 17 is substantially 90°. Here, the plane of inclination of the front winglet 17 extends substantially parallel to the third axis of the aircraft 1. Alternatively, the angle of curvature of the front winglet 17 could be between 60° and 90°. These curvature angle values ensure that the vortex detaching from the front wingtip moves sufficiently away from the rear wing. The higher the angle of curvature value, the greater the distance.

En outre, la forme du winglet avant 17 est caractérisée par deux autres angles, l’angle phi (représenté sur laFIG. 4) et l’angle psi (représenté sur laFIG. 5).In addition, the shape of the front winglet 17 is characterized by two other angles, the phi angle (shown on the FIG. 4 ) and the angle psi (represented on the FIG. 5 ).

La partie d’extrémité 18 présente un bord avant 181. L’angle phi correspond à l’angle formé entre une projection de ce bord avant 181 dans le plan d’aile avant et une projection du bord d’attaque 35 dans le plan d’aile avant. L’angle phi peut être compris entre 30° et 120°. Ici, l’angle phi est de sensiblement 75°.The end portion 18 has a front edge 181. The angle phi corresponds to the angle formed between a projection of this front edge 181 in the front wing plane and a projection of the leading edge 35 in the front wing plane. The angle phi can be between 30° and 120°. Here, the angle phi is substantially 75°.

On appelle axe X2 l’axe reliant, d’une part, le point le plus distal du bord avant 181 de la partie d’extrémité 18 et, d’autre part, le point de raccord entre le bord d’attaque 35 de l’aile avant 11 et le fuselage 3. L‘angle psi correspond à l’angle formé entre l’axe longitudinal de l’aéronef 1 et une projection de l’axe X2 dans le plan de symétrie de l’aéronef 1. L’angle psi peut être compris entre 0° et 90°. Ici, l’angle psi est de sensiblement 25°.The axis X2 is called the axis connecting, on the one hand, the most distal point of the front edge 181 of the end portion 18 and, on the other hand, the connection point between the leading edge 35 of the front wing 11 and the fuselage 3. The angle psi corresponds to the angle formed between the longitudinal axis of the aircraft 1 and a projection of the axis X2 in the plane of symmetry of the aircraft 1. The angle psi can be between 0° and 90°. Here, the angle psi is substantially 25°.

Les valeurs données pour les angles gamma, phi et psi permettent d’assurer une bonne répartition de la portance sur l’intrados 33 de l’aile avant 11. Ces valeurs permettent d’éviter l’apparition de gradients aérodynamiques trop forts, susceptibles de générer un décollement de la couche d’air autour de l’aile avant 11, et donc de générer des turbulences et de la trainée.The values given for the angles gamma, phi and psi ensure good distribution of lift on the lower surface 33 of the front wing 11. These values prevent the appearance of excessively strong aerodynamic gradients, which could cause the air layer around the front wing 11 to separate, and therefore generate turbulence and drag.

On appelle corde moyenne aérodynamique, ou CMA, la corde d'une aile rectangulaire équivalente en surface, en portance et en moments aérodynamiques à une aile réelle.The aerodynamic mean chord, or MMC, is the chord of a rectangular wing equivalent in area, lift and aerodynamic moments to a real wing.

On appelle plan transversal de l’aile avant 11 un plan orthogonal au plan d’aile avant et comprenant l’axe longitudinal de cette aile. L’aile avant 11 présente, selon une coupe dans ce plan transversal, un profil de forme. La portion saillante 19 du winglet avant 17 peut présenter, sur ce profil, une longueur comprise entre 50 et 100% de la valeur de corde moyenne aérodynamique de l’aile avant 11. Ici, sur ce profil, la portion saillante 19 présente une longueur de l’ordre de 1 m. En remplacement, cette longueur pourrait être comprise entre 0,6 m et 1,7 m.The transverse plane of the front wing 11 is a plane orthogonal to the front wing plane and comprising the longitudinal axis of this wing. The front wing 11 has, according to a section in this transverse plane, a shape profile. The projecting portion 19 of the front winglet 17 may have, on this profile, a length of between 50 and 100% of the average aerodynamic chord value of the front wing 11. Here, on this profile, the projecting portion 19 has a length of the order of 1 m. Alternatively, this length could be between 0.6 m and 1.7 m.

Cette conformation du winglet avant 17 a pour effet que le tourbillon se détachant en bout d’aile avant 11 s’éloigne le plus possible de l’aile arrière 13, de sorte que le décrochage de cette dernière ne se produise plus qu’à de très fortes valeurs d’angle d’incidence. En outre, cette conformation a pour effet que la réduction de portance soit progressive sur la portion saillante 19, jusqu’à venir s’annuler sur la partie d’extrémité 18. Cette conformation a encore pour effet que le tourbillon se détache de la partie d’extrémité 18 en un unique point.This conformation of the front winglet 17 has the effect that the vortex detaching at the end of the front wing 11 moves as far away as possible from the rear wing 13, so that the latter only stalls at very high angle of incidence values. Furthermore, this conformation has the effect that the reduction in lift is progressive on the projecting portion 19, until it is cancelled out on the end part 18. This conformation also has the effect that the vortex detaches from the end part 18 at a single point.

Ces caractéristiques se retrouvent sur le winglet avant de la partie droite de l’aile avant 11, en particulier de manière symétrique par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1.These features are found on the front winglet of the right part of the front wing 11, in particular in a symmetrical manner with respect to the plane of symmetry of the aircraft 1.

On décrit dans ce qui suit l’aile arrière 13.The rear wing 13 is described below.

L’aile arrière 13 présente un carénage, qui comprend une partie avant, conformée en un bord d’attaque 45, et une partie arrière, conformée en un bord de fuite 47, mutuellement opposées.The rear wing 13 has a fairing, which comprises a front part, shaped into a leading edge 45, and a rear part, shaped into a trailing edge 47, mutually opposite.

On appelle angle de flèche arrière l’angle formé entre le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13 et l’axe latéral de l’aéronef 1. Ici, l’aile arrière 13 est droite, c’est-à-dire que l’angle de flèche arrière est sensiblement égal à 0°.The angle formed between the leading edge 45 of the rear wing 13 and the lateral axis of the aircraft 1 is called the rear sweep angle. Here, the rear wing 13 is straight, that is to say that the rear sweep angle is substantially equal to 0°.

Le carénage de l’aile arrière 13 comprend en outre une surface supérieure, conformée en un extrados 41, et une surface inférieure, conformée en un intrados 43, mutuellement opposées. L’extrados 41 et l’intrados 43 relient chacun le bord d’attaque 45 au bord de fuite 47.The rear wing fairing 13 further comprises an upper surface, shaped as an extrados 41, and a lower surface, shaped as a intrados 43, mutually opposite. The extrados 41 and the intrados 43 each connect the leading edge 45 to the trailing edge 47.

Ici, le carénage de l’aile arrière 13 présente quatre conduits traversants 25, reliant chacun l’intrados 43 à l’extrados 41. Chacun de ces conduits traversants 25 est agencé de manière à loger l’un des rotors 15, au moins en partie. Ces conduits traversants 25 sont disposés par paires de part et d’autre du fuselage 3, en arrière des conduits traversants 25 disposés sur l’aile avant 11.Here, the fairing of the rear wing 13 has four through ducts 25, each connecting the lower surface 43 to the upper surface 41. Each of these through ducts 25 is arranged so as to house one of the rotors 15, at least in part. These through ducts 25 are arranged in pairs on either side of the fuselage 3, behind the through ducts 25 arranged on the front wing 11.

Ici, le carénage de l’aile arrière 13 présente une paire de portions de voilure 27, dépourvues de conduit traversant. Chaque portion de voilure 27 est disposée entre l’un des conduits traversants 25 et l’un des winglets arrière 21. Ces portions de voilure 27 permettent d’améliorer la portance de l’aéronef 1 en vol d’avancement. Les portions de voilure 27 sont en partie disposées en arrière des winglets avant 17.Here, the fairing of the rear wing 13 has a pair of wing portions 27, without a through duct. Each wing portion 27 is arranged between one of the through ducts 25 and one of the rear winglets 21. These wing portions 27 make it possible to improve the lift of the aircraft 1 in forward flight. The wing portions 27 are partly arranged behind the front winglets 17.

Ici, le bord d’attaque 45 s’étend de manière généralement parallèle à l’axe longitudinal de l’aile arrière 13. Ici, le bord de fuite 47 s’étend de manière généralement parallèle au bord d’attaque 45 en arrière des conduits traversants 25 et sur les portions de voilure 27. Ici, le bord de fuite 47 est plus proche du bord d’attaque 45 sur les portions de voilure 27 qu’en arrière des conduits traversants 25.Here, the leading edge 45 extends generally parallel to the longitudinal axis of the rear wing 13. Here, the trailing edge 47 extends generally parallel to the leading edge 45 behind the through ducts 25 and on the wing portions 27. Here, the trailing edge 47 is closer to the leading edge 45 on the wing portions 27 than behind the through ducts 25.

On décrit dans ce qui suit le winglet arrière 21 de la partie gauche de l’aile arrière 13.The rear winglet 21 of the left part of the rear wing 13 is described below.

La portion saillante 23 du winglet arrière 21 présente une surface extérieure 24 et une surface intérieure 26, mutuellement opposées. La surface intérieure 26 se trouve orientée vers le fuselage 3. La surface extérieure 24 se raccorde à l’extrados 41 de la partie gauche de l’aile arrière 13. La surface intérieure 26 se raccorde à l’intrados 43 de la partie gauche de l’aile arrière 13.The projecting portion 23 of the rear winglet 21 has an outer surface 24 and an inner surface 26, mutually opposite. The inner surface 26 is oriented towards the fuselage 3. The outer surface 24 connects to the upper surface 41 of the left part of the rear wing 13. The inner surface 26 connects to the lower surface 43 of the left part of the rear wing 13.

Ici, le winglet arrière 21 et la partie gauche de l’aile arrière 13 sont formés d’un seul tenant. Ici, la portion saillante 23 du winglet arrière 21 correspond à une portion généralement courbée de carénage en bout d’aile arrière 13. Cette portion de carénage est courbée vers l’intrados 43 du carénage de l’aile arrière 13. En remplacement, le winglet arrière 21 pourrait être réalisé en une pièce séparée, conformée de manière à être rapportée sur l’aile arrière 13.Here, the rear winglet 21 and the left part of the rear wing 13 are formed as a single piece. Here, the projecting portion 23 of the rear winglet 21 corresponds to a generally curved portion of fairing at the end of the rear wing 13. This portion of fairing is curved towards the lower surface 43 of the fairing of the rear wing 13. As a replacement, the rear winglet 21 could be made as a separate piece, shaped so as to be attached to the rear wing 13.

D’une manière similaire à ce qui a été décrit pour le winglet avant 17, la portion saillante 23 du winglet arrière 21 présente une partie d’extrémité 22, laquelle s’étend généralement suivant un plan. Ce plan est appelé plan d’inclinaison du winglet arrière 21 dans la suite de la description. Le plan d’inclinaison du winglet arrière 21 forme avec le plan d’aile arrière un angle gamma, ou angle de courbure, pour le winglet arrière 21. Ici, cet angle de courbure correspond à l’angle duquel le carénage en bout d’aile arrière 13 est courbé pour former la portion saillante 23 du winglet arrière 21. Ici, l’angle de courbure du winglet arrière 21 est de sensiblement 90°. Ici, le plan d’inclinaison du winglet arrière 21 s’étend de manière sensiblement parallèle au troisième axe de l’aéronef 1. En remplacement, l’angle de courbure du winglet avant 17 pourrait être compris entre 60° et 90°.In a manner similar to that described for the front winglet 17, the projecting portion 23 of the rear winglet 21 has an end portion 22, which generally extends along a plane. This plane is called the inclination plane of the rear winglet 21 in the remainder of the description. The inclination plane of the rear winglet 21 forms with the rear wing plane a gamma angle, or angle of curvature, for the rear winglet 21. Here, this angle of curvature corresponds to the angle at which the rear wing tip fairing 13 is curved to form the projecting portion 23 of the rear winglet 21. Here, the angle of curvature of the rear winglet 21 is substantially 90°. Here, the tilt plane of the rear winglet 21 extends substantially parallel to the third axis of the aircraft 1. Alternatively, the angle of curvature of the front winglet 17 could be between 60° and 90°.

On appelle plan transversal de l’aile arrière 13 un plan orthogonal au plan d’aile arrière et comprenant l’axe longitudinal de cette aile. L’aile arrière 13 présente, selon une coupe dans ce plan transversal, un profil de forme. La portion saillante 23 du winglet arrière 21 peut présenter, sur ce profil, une longueur comprise entre 50 et 100% de la valeur de corde moyenne aérodynamique de l’aile arrière 13. Ici, sur ce profil, la portion saillante 23 présente une longueur de l’ordre de 1,3 m. En remplacement, cette longueur pourrait être comprise entre 0,8 m et 1,7 m. Ici, sur ce profil, la portion saillante 23 présente une longueur supérieure à celle de la portion saillante 19 du winglet avant 17 sur la coupe dans le plan transversal de l’aile avant 11.The transverse plane of the rear wing 13 is a plane orthogonal to the rear wing plane and comprising the longitudinal axis of this wing. The rear wing 13 has, according to a section in this transverse plane, a shape profile. The projecting portion 23 of the rear winglet 21 may have, on this profile, a length of between 50 and 100% of the average aerodynamic chord value of the rear wing 13. Here, on this profile, the projecting portion 23 has a length of the order of 1.3 m. Alternatively, this length could be between 0.8 m and 1.7 m. Here, on this profile, the projecting portion 23 has a length greater than that of the projecting portion 19 of the front winglet 17 on the section in the transverse plane of the front wing 11.

Cette conformation du winglet arrière 21 a pour effet d’assurer une bonne stabilité latérale de l’aéronef 1 tout en permettant un contrôle en roulis efficace.This conformation of the rear winglet 21 has the effect of ensuring good lateral stability of the aircraft 1 while allowing effective roll control.

Ces caractéristiques se retrouvent sur le winglet arrière de la partie droite de l’aile arrière 13, en particulier de manière symétrique par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1.These features are found on the rear winglet of the right part of the rear wing 13, in particular in a symmetrical manner with respect to the plane of symmetry of the aircraft 1.

On fait référence aux figures 6 et 7.Reference is made to Figures 6 and 7.

LaFIG. 6représente la partie gauche d’un aéronef VTOL à ailes en tandem selon l’état de la technique. Plus particulièrement, cette figure représente un champ de pression sur le bord d’attaque d’une partie gauche de l’aile arrière de cet aéronef, en phase de vol d’avancement. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence, augmentés d’une centaine.There FIG. 6 represents the left part of a tandem-wing VTOL aircraft according to the state of the art. More particularly, this figure represents a pressure field on the leading edge of a left part of the rear wing of this aircraft, in the forward flight phase. Elements similar to those described in relation to figures 1 to 5 bear the same reference numbers, increased by one hundred.

L’aéronef 101 se distingue essentiellement de l’aéronef décrit en relation avec les figures 1 et 2 en ce que son aile avant 111 est dépourvue de winglet avant, et en ce que son aile arrière 113 est dépourvue de winglet arrière. En outre, son aile arrière 113 se distingue de l’aile arrière décrite en relation avec les figures 1 et 2 en ce qu’elle présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure 127. Par exemple, cet angle de dièdre arrière est de l’ordre de 5°.The aircraft 101 is essentially distinguished from the aircraft described in relation to FIGS. 1 and 2 in that its front wing 111 is devoid of a front winglet, and in that its rear wing 113 is devoid of a rear winglet. Furthermore, its rear wing 113 is distinguished from the rear wing described in relation to FIGS. 1 and 2 in that it has a positive rear dihedral angle on its wing portions 127. For example, this rear dihedral angle is of the order of 5°.

LaFIG. 6représente un champ de pression 150 sur le bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, pour un angle d’incidence de 15°. Le champ de pression 150 correspond à un ensemble de valeurs de coefficient de pression total. Le coefficient de pression total, ou coefficient Cp0, comprend la pression dynamique, due à la vitesse de l’aéronef 1, et la pression statique. Le coefficient Cp0 varie de 0 à 1. Un coefficient Cp0 égal à 1 est interprété comme caractérisant un écoulement présentant la même énergie qu’un écoulement libre. Un coefficient Cp0 égal à 0 est interprété comme caractérisant un écoulement dont l’énergie est dissipée, ce qui contribue à une augmentation de la traînée. Sur les figures 6 et 7 telles que déposées (en couleur), un coefficient Cp0 de valeur 0 est représenté en rouge, tandis qu’un coefficient Cp0 de valeur 1 est représenté en blanc.There FIG. 6 represents a pressure field 150 on the leading edge 145 of the rear wing 113, for an angle of attack of 15°. The pressure field 150 corresponds to a set of total pressure coefficient values. The total pressure coefficient, or Cp0 coefficient, includes the dynamic pressure, due to the speed of the aircraft 1, and the static pressure. The Cp0 coefficient varies from 0 to 1. A Cp0 coefficient equal to 1 is interpreted as characterizing a flow having the same energy as a free flow. A Cp0 coefficient equal to 0 is interpreted as characterizing a flow whose energy is dissipated, which contributes to an increase in drag. In Figures 6 and 7 as filed (in color), a Cp0 coefficient of value 0 is shown in red, while a Cp0 coefficient of value 1 is shown in white.

La distribution des valeurs de coefficient Cp0 permet de visualiser les variations d’énergie de l’écoulement qui impacteront le bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, lorsque cette aile arrière 113 est dans le sillage de l’aile avant 111 en phase de vol d’avancement.The distribution of the Cp0 coefficient values makes it possible to visualize the variations in energy of the flow which will impact the leading edge 145 of the rear wing 113, when this rear wing 113 is in the wake of the front wing 111 in the forward flight phase.

LaFIG. 6permet de visualiser l’influence des turbulences apparaissant dans le sillage de l’aile avant 111 et affectant l’écoulement d’air sur l’aile arrière 113 à angle d’incidence élevé, c’est-à-dire supérieur à 12°. Ces turbulences comprennent des tourbillons se détachant du bord d’attaque 135, du bord de fuite et des extrémités 118 de l’aile avant 111. Les variations observées dans le champ de pression 150 sont caractéristiques de l’influence de ces tourbillons sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière 113. En particulier, le champ de pression 150 présente une zone de faible intensité 151, qui correspond au cœur du tourbillon se formant à l’extrémité 118 gauche de l’aile avant 111. Cette zone de faible intensité 151 se trouve à une hauteur proche du bord d’attaque 145 de l’aile arrière 113, du côté de l’intrados 143 de celle-ci. Le champ de pression 150 présente en outre quatre zones d’intensité moyenne 152, qui s’étendent essentiellement entre le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière. L’une de ces zones d’intensité moyenne 152 s’étend au-dessus de l’extrados 141 de l’aile arrière 113.There FIG. 6 allows to visualize the influence of the turbulence appearing in the wake of the front wing 111 and affecting the air flow on the rear wing 113 at a high angle of incidence, i.e. greater than 12°. These turbulences comprise vortices detaching from the leading edge 135, the trailing edge and the ends 118 of the front wing 111. The variations observed in the pressure field 150 are characteristic of the influence of these vortices on the airflow around the rear wing 113. In particular, the pressure field 150 has a low intensity zone 151, which corresponds to the core of the vortex forming at the left end 118 of the front wing 111. This low intensity zone 151 is located at a height close to the leading edge 145 of the rear wing 113, on the lower surface 143 side thereof. The pressure field 150 further has four medium intensity zones 152, which extend essentially between the front wing plane and the rear wing plane. One of these medium intensity zones 152 extends above the extrados 141 of the rear wing 113.

Les distributions de pression illustrées sur le champ de pression 150 ont pour effet de provoquer une augmentation de l’incidence de l’aile arrière 113, qui peut atteindre plusieurs degrés. La portance de l’aile arrière 113 diminue. L’aile arrière 113 se trouve décrochée. L’aéronef 101 subit à la fois une perte de portance et une perte de stabilité longitudinale, due à un mouvement de tangage à cabrer.The pressure distributions illustrated on the pressure field 150 have the effect of causing an increase in the incidence of the rear wing 113, which can reach several degrees. The lift of the rear wing 113 decreases. The rear wing 113 is stalled. The aircraft 101 experiences both a loss of lift and a loss of longitudinal stability, due to a nose-up pitching movement.

LaFIG. 7représente la partie gauche d’un aéronef VTOL à ailes en tandem selon l’invention. Plus particulièrement, cette figure représente un champ de pression sur le bord d’attaque d’une partie gauche de l’aile arrière de cet aéronef, en phase de vol d’avancement. Les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence.There FIG. 7 represents the left part of a tandem-wing VTOL aircraft according to the invention. More particularly, this figure represents a pressure field on the leading edge of a left part of the rear wing of this aircraft, in the forward flight phase. Elements similar to those described in relation to figures 1 to 5 bear the same reference numbers.

L’aéronef 1 se distingue essentiellement de l’aéronef décrit en relation avec les figures 1 à 5 par la forme de ses winglets avant 17. Ici, les winglets avant 17 présentent un angle de courbure de sensiblement 60°. En outre, son aile arrière 13 se distingue de l’aile arrière décrite en relation avec les figures 1 et 2 en ce qu’elle présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure 27. Par exemple, cet angle de dièdre arrière est de l’ordre de 5°.The aircraft 1 is essentially distinguished from the aircraft described in relation to figures 1 to 5 by the shape of its front winglets 17. Here, the front winglets 17 have a curvature angle of substantially 60°. In addition, its rear wing 13 is distinguished from the rear wing described in relation to figures 1 and 2 in that it has a positive rear dihedral angle on its wing portions 27. For example, this rear dihedral angle is of the order of 5°.

De manière analogue à laFIG. 6, laFIG. 7représente un champ de pression 50 sur le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13, pour un angle d’incidence de 15°. Le champ de pression 50 permet de visualiser la distribution du coefficient Cp0 sur le bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13, lorsque cette aile arrière 13 est dans le sillage de l’aile avant 11 en phase de vol d’avancement.In a similar way to the FIG. 6 , there FIG. 7 represents a pressure field 50 on the leading edge 45 of the rear wing 13, for an angle of incidence of 15°. The pressure field 50 makes it possible to visualize the distribution of the coefficient Cp0 on the leading edge 45 of the rear wing 13, when this rear wing 13 is in the wake of the front wing 11 in the forward flight phase.

Le champ de pression 50 présente une zone de faible intensité 51, correspondant au cœur du tourbillon se détachant de l’extrémité gauche de l’aile avant 11. Ici, ce tourbillon se détache de la partie d’extrémité 18 du winglet avant 17 gauche. Cette zone de faible intensité 51 se trouve à une hauteur proche de celle du plan d’aile avant. Le champ de pression 50 présente en outre deux zones d’intensité moyenne 52, qui s’étendent entre le plan d’aile avant et le plan d’aile arrière, à distance du bord d’attaque 45 de l’aile arrière 13. Aucune de ces zones d’intensité moyenne 52 ne s’étend au-dessus de l’extrados 41 de l’aile arrière 13.The pressure field 50 has a low intensity zone 51, corresponding to the core of the vortex detaching from the left end of the front wing 11. Here, this vortex detaches from the end portion 18 of the left front winglet 17. This low intensity zone 51 is at a height close to that of the front wing plane. The pressure field 50 also has two medium intensity zones 52, which extend between the front wing plane and the rear wing plane, at a distance from the leading edge 45 of the rear wing 13. None of these medium intensity zones 52 extends above the upper surface 41 of the rear wing 13.

Grâce à l’invention, à angle d’incidence égal, les cœurs des tourbillons générés dans le sillage de l’aile avant 11, et matérialisés par la zone de faible intensité 51 et les zones d’intensité moyenne 52 du champ de pression 50, se trouvent généralement abaissés. L’aile arrière 13 n’est plus disposée directement dans le sillage de l’aile avant 11. En particulier, les cœurs des tourbillons se détachant des extrémités de l’aile avant 11 se trouvent à distance de l’aile arrière 13. L’influence du sillage de l’aile avant 11 sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière 13 est réduite. On n’observe plus d’augmentation de l’incidence ni de décrochage de l’aile arrière 13.Thanks to the invention, at equal angle of incidence, the cores of the vortices generated in the wake of the front wing 11, and materialized by the low intensity zone 51 and the medium intensity zones 52 of the pressure field 50, are generally lowered. The rear wing 13 is no longer arranged directly in the wake of the front wing 11. In particular, the cores of the vortices detaching from the ends of the front wing 11 are located at a distance from the rear wing 13. The influence of the wake of the front wing 11 on the airflow around the rear wing 13 is reduced. No increase in the incidence or stall of the rear wing 13 is observed.

Plus généralement, les effets des turbulences du sillage de l’aile avant sur l’écoulement d’air autour de l’aile arrière sont retardés : ces effets n’apparaissent plus que pour des valeurs d’angle d’incidence très élevées, typiquement au-delà de 15°. De telles valeurs d’angle d’incidence ne sont, en pratique, généralement pas observées pendant les phases de vol d’avancement.More generally, the effects of front wing wake turbulence on the airflow around the rear wing are delayed: these effects only appear for very high angle of incidence values, typically above 15°. Such angle of incidence values are, in practice, generally not observed during forward flight phases.

On fait référence à laFIG. 8.We refer to the FIG. 8 .

Cette figure illustre les effets de l’invention sur l’évolution du coefficient de portance de l’aile arrière, en fonction de l’angle d’incidence. Un graphe G1, en trait tireté, représente cette évolution pour un aéronef de l’état de la technique, c’est-à-dire dépourvu de winglets selon l’invention. Par exemple, cet aéronef de l’état de la technique est analogue à celui décrit en relation avec laFIG. 6. Un graphe G2, en trait plein, représente l’évolution du coefficient de portance pour un aéronef selon l’invention. Par exemple, cet aéronef selon l’invention est analogue à celui décrit en relation avec laFIG. 7.This figure illustrates the effects of the invention on the evolution of the lift coefficient of the rear wing, as a function of the angle of incidence. A graph G1, in dashed line, represents this evolution for an aircraft of the state of the art, that is to say without winglets according to the invention. For example, this aircraft of the state of the art is analogous to that described in relation to the FIG. 6 . A graph G2, in solid line, represents the evolution of the lift coefficient for an aircraft according to the invention. For example, this aircraft according to the invention is analogous to that described in relation to the FIG. 7 .

Le graphe G1 montre que, entre une valeur A0 et une valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière augmente de manière régulière, d’une valeur CZ0 à une valeur CZ1. Au-delà, entre la valeur A1 et une valeur A2 d’angle d’incidence, ce coefficient de portance diminue, jusqu’à atteindre une valeur CZ2. Cette diminution correspond à un décrochage de l’aile arrière, tel que décrit, par exemple, en relation avec laFIG. 6.Graph G1 shows that, between a value A0 and a value A1 of angle of incidence, the lift coefficient of the rear wing increases regularly, from a value CZ0 to a value CZ1. Beyond this, between the value A1 and a value A2 of angle of incidence, this lift coefficient decreases, until reaching a value CZ2. This decrease corresponds to a stall of the rear wing, as described, for example, in relation to the FIG. 6 .

Le graphe G2 montre que, entre 0° et la valeur A0 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière augmente, de la valeur CZ3 à la valeur CZ0. Entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de portance de l’aile arrière continue d’augmenter de manière régulière, de la valeur CZ0 à une valeur CZ4, sensiblement inférieure à CZ1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, ce coefficient de portance continue d’augmenter, jusqu’à atteindre une valeur CZ5, supérieure à CZ1.Graph G2 shows that, between 0° and the angle of attack value A0, the lift coefficient of the rear wing increases, from the value CZ3 to the value CZ0. Between the value A0 and the value A1 of the angle of attack, the lift coefficient of the rear wing continues to increase regularly, from the value CZ0 to a value CZ4, significantly lower than CZ1. Beyond that, between the value A1 and the value A2 of the angle of attack, this lift coefficient continues to increase, until reaching a value CZ5, higher than CZ1.

La valeur A0 est comprise entre 0 et 8°. Ici, A0 est de l’ordre de 3°. La valeur A1 est comprise entre 8 et 16°. Ici, A1 est de l’ordre de 12°. La valeur A2 est comprise entre 11° et 19°. Ici, A2 est de l’ordre de 15°. Les valeurs CZ0, CZ1, CZ2, CZ3, CZ4 et CZ5 sont ici égales à 0,2539, 0,6358, 0,6101, 0,1182, 0,6158 et 0,6492, respectivement.The value A0 is between 0 and 8°. Here, A0 is of the order of 3°. The value A1 is between 8 and 16°. Here, A1 is of the order of 12°. The value A2 is between 11° and 19°. Here, A2 is of the order of 15°. The values CZ0, CZ1, CZ2, CZ3, CZ4 and CZ5 are here equal to 0.2539, 0.6358, 0.6101, 0.1182, 0.6158 and 0.6492, respectively.

Grâce à l’invention, en particulier du fait de ses effets décrits en relation avec les figures 6 et 7, le coefficient de portance de l’aile arrière continue d’augmenter de manière régulière, même pour des valeurs d’angle d’incidence élevées. Pour un angle d’incidence compris entre 0° et la valeur A2, on n’observe aucun décrochage de l’aile arrière.Thanks to the invention, in particular due to its effects described in relation to Figures 6 and 7, the lift coefficient of the rear wing continues to increase steadily, even for high angle of incidence values. For an angle of incidence between 0° and the value A2, no stall of the rear wing is observed.

On fait référence à laFIG. 9.We refer to the FIG. 9 .

Cette figure illustre les effets de l’invention sur le coefficient de moment de tangage, en fonction de l’angle d’incidence. Un graphe G3, en trait tireté, représente cette évolution pour l’aéronef de l’état de la technique de laFIG. 8. Un graphe G4, en trait plein, représente cette évolution pour l’aéronef selon l’invention de laFIG. 8.This figure illustrates the effects of the invention on the pitching moment coefficient, as a function of the angle of incidence. A graph G3, in dashed line, represents this evolution for the aircraft of the state of the art of the FIG. 8 . A G4 graph, in solid line, represents this evolution for the aircraft according to the invention of the FIG. 8 .

Le graphe G3 montre que, entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage diminue de manière régulière, d’une valeur CM0 à une valeur CM1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage augmente, jusqu’à atteindre une valeur CM2. Cette augmentation correspond à une instabilité longitudinale et à l’apparition d’un phénomène de tangage à cabrer. Cela signifie que, lorsque l’aéronef 101 vole dans la plage de valeurs d’angle d’incidence comprises entre A1 et A2, en cas de perturbation, par exemple en cas de rafale augmentant l’angle d’incidence, la réponse de l’aéronef 101 est d’augmenter encore davantage l’angle d’incidence. On observe, de ce fait, un phénomène dit « instable », qui conduit à un décrochage de l’aéronef 101.Graph G3 shows that, between the angle of incidence value A0 and A1, the pitching moment coefficient decreases regularly, from a value CM0 to a value CM1. Beyond this, between the angle of incidence value A1 and A2, the pitching moment coefficient increases, until it reaches a value CM2. This increase corresponds to longitudinal instability and the appearance of a nose-up pitching phenomenon. This means that, when the aircraft 101 flies in the range of angle of incidence values between A1 and A2, in the event of a disturbance, for example in the event of a gust increasing the angle of incidence, the response of the aircraft 101 is to increase the angle of incidence even further. As a result, a so-called "unstable" phenomenon is observed, which leads to a stall of the aircraft 101.

Le graphe G4 montre que, entre 0° et la valeur A0 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage diminue, d’une valeur CM3 à la valeur CM0. Entre la valeur A0 et la valeur A1 d’angle d’incidence, ce coefficient de moment de tangage continue de diminuer de manière régulière, jusqu’à atteindre une valeur CM4, supérieure à CM1. Au-delà, entre la valeur A1 et la valeur A2 d’angle d’incidence, le coefficient de moment de tangage continue de diminuer légèrement, jusqu’à atteindre une valeur CM5, inférieure à CM2.Graph G4 shows that, between 0° and the angle of incidence value A0, the pitching moment coefficient decreases, from a value CM3 to the value CM0. Between the value A0 and the angle of incidence value A1, this pitching moment coefficient continues to decrease regularly, until reaching a value CM4, greater than CM1. Beyond that, between the value A1 and the angle of incidence value A2, the pitching moment coefficient continues to decrease slightly, until reaching a value CM5, less than CM2.

Les valeurs CM0, CM1, CM2, CM3, CM4 et CM5, sont ici égales à -0,202, -0,505, -0,485, -0,094, -0,490 et -0,516, respectivement.The values CM0, CM1, CM2, CM3, CM4 and CM5 are here equal to -0.202, -0.505, -0.485, -0.094, -0.490 and -0.516, respectively.

Grâce à l’invention, on n’observe pas d’augmentation soudaine du coefficient de moment de tangage au-delà de la valeur A1 d’angle d’incidence. Pour un angle d’incidence compris entre 0° et la valeur A2, on n’observe pas d’instabilité longitudinale.Thanks to the invention, no sudden increase in the pitching moment coefficient is observed beyond the angle of incidence value A1. For an angle of incidence between 0° and the value A2, no longitudinal instability is observed.

On fait référence à laFIG. 10.We refer to the FIG. 10 .

Cette figure illustre une évolution du coefficient de moment de roulis en fonction de l’angle de dérapage, pour un angle d’incidence égal à 8°. Cette évolution est représentée sur les graphes G5, G6, G7 et G8, chaque graphe étant associé à un mode de réalisation différent de l’invention.This figure illustrates an evolution of the roll moment coefficient as a function of the sideslip angle, for an angle of incidence equal to 8°. This evolution is represented on graphs G5, G6, G7 and G8, each graph being associated with a different embodiment of the invention.

Le graphe G5 est associé à un premier mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 100. Ce premier mode correspond essentiellement au mode de réalisation décrit en relation avec les figures 1 à 5. Le graphe G6 est associé à un deuxième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 200. Ce deuxième mode se distingue du premier mode essentiellement en ce qu’il présente un angle de dièdre d’empennage positif, par exemple de l’ordre de 5°. Le graphe G7 est associé à un troisième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 300. Ce troisième mode se distingue du deuxième mode essentiellement en ce que ses winglets arrière présentent une portion saillante vers le haut. Le graphe G8 est associé à un quatrième mode de réalisation, représenté dans la fenêtre référencée 400. Ce quatrième mode se distingue du troisième mode essentiellement en ce que son aile arrière présente un angle de dièdre arrière positif sur ses portions de voilure, par exemple de l’ordre de 5°.Graph G5 is associated with a first embodiment, represented in the window referenced 100. This first mode essentially corresponds to the embodiment described in relation to figures 1 to 5. Graph G6 is associated with a second embodiment, represented in the window referenced 200. This second mode is distinguished from the first mode essentially in that it has a positive tailplane dihedral angle, for example of the order of 5°. Graph G7 is associated with a third embodiment, represented in the window referenced 300. This third mode is distinguished from the second mode essentially in that its rear winglets have an upwardly projecting portion. Graph G8 is associated with a fourth embodiment, represented in the window referenced 400. This fourth mode is distinguished from the third mode essentially in that its rear wing has a positive rear dihedral angle on its wing portions, for example of the order of 5°.

Pour les quatre modes de réalisation, le coefficient de moment de roulis tend à diminuer de manière régulière jusqu’à atteindre une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant d’une valeur B2 (négative) à une valeur nulle.For all four embodiments, the roll moment coefficient tends to decrease regularly until reaching a zero value, for a sideslip angle varying from a value B2 (negative) to a zero value.

Pour le quatrième mode de réalisation, le graphe G8 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL4 à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B2 à une valeur nulle.For the fourth embodiment, graph G8 shows that the roll moment coefficient decreases regularly from a value CL4 to a zero value, for a sideslip angle varying from the value B2 to a zero value.

Pour le troisième mode de réalisation, le graphe G7 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL3, inférieure à la valeur CL4, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant d’une valeur B1 (négative) à la valeur nulle. En comparaison avec le quatrième mode de réalisation, la disposition de l’aile arrière dans un unique plan d’aile arrière (correspondant à un angle de dièdre arrière nul) permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale.For the third embodiment, graph G7 shows that the roll moment coefficient decreases regularly from a value CL3, lower than the value CL4, to a zero value, for a sideslip angle varying from a value B1 (negative) to the zero value. In comparison with the fourth embodiment, the arrangement of the rear wing in a single rear wing plane (corresponding to a zero rear dihedral angle) makes it possible to reduce the roll moment coefficient, at an equal sideslip angle. The roll controllability of the aircraft is thus improved, while having good lateral stability.

Pour le deuxième mode de réalisation, le graphe G6 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL2, inférieure à la valeur CL3, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B1 à la valeur nulle. En comparaison avec le troisième mode de réalisation, l’orientation vers le bas des portions saillantes des winglets arrière permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale.For the second embodiment, graph G6 shows that the roll moment coefficient decreases regularly from a value CL2, lower than the value CL3, to a zero value, for a sideslip angle varying from the value B1 to the zero value. In comparison with the third embodiment, the downward orientation of the projecting portions of the rear winglets makes it possible to reduce the roll moment coefficient, at an equal sideslip angle. The roll controllability of the aircraft is thus improved, while having good lateral stability.

Pour le premier mode de réalisation, le graphe G5 montre que le coefficient de moment de roulis diminue régulièrement d’une valeur CL1, inférieure à la valeur CL2, à une valeur nulle, pour un angle de dérapage variant de la valeur B1 à la valeur nulle. En comparaison avec le deuxième mode de réalisation, la disposition de la partie d’aile de l’empennage dans un unique plan d’aile d’empennage (correspondant à angle de dièdre d’empennage nul) permet de diminuer le coefficient de moment de roulis, à angle de dérapage égal. La contrôlabilité en roulis de l’aéronef est ainsi améliorée, tout en ayant une bonne stabilité latérale.For the first embodiment, graph G5 shows that the roll moment coefficient decreases regularly from a value CL1, lower than the value CL2, to a zero value, for a sideslip angle varying from the value B1 to the zero value. In comparison with the second embodiment, the arrangement of the wing part of the tailplane in a single tailplane wing plane (corresponding to a zero tailplane dihedral angle) makes it possible to reduce the roll moment coefficient, at an equal sideslip angle. The roll controllability of the aircraft is thus improved, while having good lateral stability.

Ici, la valeur B1 est égale à -15°. La valeur B2 est égale à -10°. Les valeurs CL1, CL2, CL3 et CL4 sont ici égales à 0,014, 0,019, 0,04 et 0,043, respectivement.Here, the value B1 is equal to -15°. The value B2 is equal to -10°. The values CL1, CL2, CL3 and CL4 are here equal to 0.014, 0.019, 0.04 and 0.043, respectively.

On fait référence aux figures 11 et 12.Reference is made to Figures 11 and 12.

Ces figures illustrent des effets de l’invention sur un écoulement d’air autour de l’aile avant en phase de vol vertical.These figures illustrate effects of the invention on an air flow around the front wing in the vertical flight phase.

Ces figures représentent la partie gauche de l’aile avant d’un aéronef selon un mode de réalisation de l’invention. Dans ce mode de réalisation, chacun des winglets de l’aile avant est disposé à proximité d’un conduit traversant logeant un rotor. Ce mode de réalisation est, par exemple, analogue à celui décrit en relation avec les figures 1 à 5. Dans la suite de la description, les éléments analogues à ceux décrits en relation avec les figures 1 à 5 portent les mêmes numéros de référence. Les caractéristiques de l’écoulement d’air autour de la partie droite de l’aile avant 11 se déduisent par symétrie par rapport au plan de symétrie de l’aéronef 1.These figures represent the left part of the front wing of an aircraft according to one embodiment of the invention. In this embodiment, each of the winglets of the front wing is arranged near a through duct housing a rotor. This embodiment is, for example, similar to that described in relation to figures 1 to 5. In the remainder of the description, elements similar to those described in relation to figures 1 to 5 bear the same reference numbers. The characteristics of the air flow around the right part of the front wing 11 are deduced by symmetry with respect to the plane of symmetry of the aircraft 1.

Durant la phase de vol vertical, les rotors 15 sont en rotation dans les conduits traversants 25, de manière à générer conjointement la portance de l’aéronef 1.During the vertical flight phase, the rotors 15 rotate in the through ducts 25, so as to jointly generate the lift of the aircraft 1.

LaFIG. 11correspond à une coupe selon le plan transversal de l’aile avant 11. Cette figure représente un champ de vitesse moyenne de l’écoulement d’air autour de cette aile. Ce champ fait apparaître plusieurs plages, correspondant à des valeurs de vitesse moyenne respectives, en mètres par seconde.There FIG. 11 corresponds to a section along the transverse plane of the front wing 11. This figure represents a field of average speed of the air flow around this wing. This field shows several ranges, corresponding to respective average speed values, in meters per second.

LaFIG. 12correspond à une vue de face de la partie gauche de l’aile avant 11. Cette figure fait apparaître des lignes de courant de l’écoulement d’air autour de cette aile. Cette figure représente, en outre, un champ de vitesse moyenne de l’écoulement d’air autour de l’aile avant 11.There FIG. 12 corresponds to a front view of the left part of the front wing 11. This figure shows streamlines of the airflow around this wing. This figure also represents a field of average speed of the airflow around the front wing 11.

L’écoulement d’air autour de l’aile avant 11 présente des valeurs maximales de vitesse moyenne en sortie des rotors 15. Ici, ces valeurs maximales sont comprises entre 40 et 85 m/s. Par leur rotation, les rotors 15 génèrent un effet de succion. Cet effet de succion provoque une aspiration d’air sur l’extrados 31 de l’aile avant 11.The airflow around the front wing 11 has maximum average speed values at the outlet of the rotors 15. Here, these maximum values are between 40 and 85 m/s. By their rotation, the rotors 15 generate a suction effect. This suction effect causes air to be drawn onto the upper surface 31 of the front wing 11.

L’effet de succion provoque une aspiration d’air depuis l’extrémité de l’aile avant 11, ici depuis la partie d’extrémité 18 de la portion saillante 19 du winglet avant 17. L’écoulement d’air subit une accélération sur cette portion saillante 19, en particulier sur la surface extérieure 20 de celle-ci. Cette accélération a pour effet que la surface extérieure 20 de la portion saillante 19 fonctionne comme une surface d’extrados pour l’aile avant 11, tandis que la surface intérieure 16 fonctionne comme un intrados. On observe en particulier l’apparition d’une nouvelle force, matérialisée dans l’encadré 80 par la flèche 82. Cette force est normale à la surface extérieure 20 de la portion saillante 19 du winglet avant 17. Cette force présente une composante de portance, généralement verticale, qui vient s’ajouter à la portance générée par la rotation des rotors 15. L’aéronef 1 présente ainsi une portance améliorée en phase de vol vertical.The suction effect causes air to be drawn in from the end of the front wing 11, here from the end portion 18 of the projecting portion 19 of the front winglet 17. The airflow is accelerated on this projecting portion 19, in particular on the outer surface 20 thereof. This acceleration has the effect that the outer surface 20 of the projecting portion 19 functions as an extrados surface for the front wing 11, while the inner surface 16 functions as a lower surface. In particular, we observe the appearance of a new force, materialized in box 80 by the arrow 82. This force is normal to the outer surface 20 of the projecting portion 19 of the front winglet 17. This force has a lift component, generally vertical, which is added to the lift generated by the rotation of the rotors 15. The aircraft 1 thus has improved lift in the vertical flight phase.

L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits plus hauts, mais englobe toutes les variantes envisageables par l'homme de l'art.The invention is not limited to the embodiments described above, but encompasses all variants conceivable by those skilled in the art.

Claims

Vertical takeoff and landing aircraft, including
a fuselage (3), having a front part, shaped like a nose (5), and a rear part, shaped like a tail (7), mutually opposed,
a first wing (11) and a second wing (13), attached to the fuselage (3) between the nose (5) and the tail (7), the second wing (13) being arranged behind the first wing (11),
the first wing (11) being attached to the fuselage (3) at a first height, and extending, at least in part, generally in a first plane,
the second wing (13) being attached to the fuselage (3) at a second height, greater than the first height, and extending, at least over a portion connected to the fuselage (3), generally in a second plane,
a first fin (17), arranged at the end of the first wing (11),
characterized in that
the first fin (17) comprises a projecting portion (19) projecting from the first plane, opposite the second plane.

Aircraft according to claim 1, in which the projecting portion (19) of the first fin (17) comprises an end portion (18), extending generally in a plane of inclination, this plane of inclination forming with the first plane an angle of between 60° and 90°.

Aircraft according to one of claims 1 and 2, in which the projecting portion (19) of the first fin (17) has, according to a profile, a length of between 50 and 100% of an average aerodynamic chord value of the first wing (11).

Aircraft according to one of the preceding claims, in which the second wing (13) comprises a wing portion (27), partly arranged behind the projecting portion (19) of the first fin (17).

An aircraft according to claim 4, wherein the wing portion (27) extends generally in the second plane.

Aircraft according to one of the preceding claims, further comprising a second fin (21), arranged at the end of the second wing (13), this second fin (21) having a projecting portion (23) projecting from the second plane generally in the same direction as the projecting portion (19) of the first fin (17).

Aircraft according to claim 6, in which the projecting portion (23) of the second fin (21) comprises an end portion (22), extending generally in a plane of inclination, this plane of inclination forming with the second plane an angle of between 60° and 90°.

Aircraft according to one of claims 6 and 7, in which the projecting portion (23) of the second fin (21) has, according to a profile, a length of between 50 and 100% of an average aerodynamic chord value of the second wing (13).

Aircraft according to one of the preceding claims, further comprising a through duct (25), capable of housing a rotor (15), this through duct (25) being arranged close to the projecting portion (19) of the first fin (17).

Aircraft according to one of the preceding claims, further comprising a tail unit (9), arranged on the tail (7), the tail unit (9) being shaped, at least in part, into a third wing (93), which extends generally in a plane, substantially parallel to the first plane.