FR2977865A3 - Avion bimoteur a helices, a decollage et atterrissage vertical et a motorisation electrique - Google Patents

Abstract

L'avion est propulsé par des hélices conventionnelles et non pas des rotors. La puissance aérodynamique générée par le souffle de chaque hélice agit sur un volet orientable et permet le basculement, un peu comme agit l'empennage classique d'un avion pour faire pivoter celui-ci sur l'axe de tangage. Ainsi ces volets orientables permettent à la fois le basculement pour la transition vol vertical-vol horizontal, la commande de tangage en vol horizontal et aussi la commande de roulis en vol horizontal en agissant de façon différentielle. Enfin la cabine est libre en rotation sur son axe de tangage et ne comporte pas d'empennage. Ceci permet une très grande simplification de l'avion. Compte-tenu de ses performances, cet avion permettrait des déplacements à très faible coût dans des zones sans infrastructures. Il pourrait aussi avoir des applications en tant que drone.

Description

L'invention est un avion bimoteur à hélices et à décollage et atterrissage vertical et motorisation électrique.

Les avions hybrides existants soit à rotors basculants appelés « tiltrotor », soit à ensemble aile+rotors basculants appelés « tiltwing » utilisent le cycle du rotor pour basculer, de la même façon qu'un hélicoptère. D'autre part leur cabine est solidaire d'un empennage arrière comme sur un avion classique.

L'avion proposé est propulsé par des hélices conventionnelles et non pas des rotors. La puissance aérodynamique générée par le souffle de l'hélice et agissant sur un volet orientable permet le basculement, un peu comme agit l'empennage classique d'un avion pour faire pivoter celui-ci sur l'axe de tangage. Ainsi ces volets orientables permettent à la fois le basculement pour la transition vol vertical-vol horizontal, la commande de tangage en vol horizontal et aussi la commande de roulis en vol horizontal en agissant de façon différentielle sur les volets. Enfin la cabine est libre en rotation sur son axe de tangage et ne comporte pas d'empennage. Ceci permet une très grande simplification de l'avion.

La formule retenue du décollage et atterrissage vertical peut paraître osée pour un avion à motorisation électrique mais elle offre cependant beaucoup d'avantages sans parler évidemment de la possibilité de décoller et d'atterrir sans utiliser de piste. Celle-ci permet de s'affranchir des dispositifs hypersustentateurs (becs et volets) donc un gain de poids, une conception et une construction plus faciles. L'avantage le plus important est l'optimisation de l'aile pour le vol.

L'aile d'un avion classique est toujours un compromis : elle doit autoriser une grande plage de vitesse pour pouvoir décoller et atterrir sur des distances raisonnables et en même temps permettre une bonne vitesse de croisière. Notre aile sera donc optimisée pour la croisière ce qui entraîne une surface d'aile petite, donc gain de poids, traînée et charge alaire plus faibles. Contrairement aux avions classiques pour lesquels la dimension de l'hélice est limitée par la garde au sol, le diamètre de celle-ci sur notre avion peut être suffisamment grand pour autoriser une poussée importante au décollage et un meilleur rendement en vol.

L'option de rendre libres sur l'axe de tangage les 2 ensembles fuseau-moteur+aile est un concept nouveau. Ce choix est encore guidé par un souci de simplification. Il permet d'éliminer les ailerons sur l'aile et de rendre celle-ci totalement libre de tout dispositif. Sur un avion classique, les ailerons servent à incliner io celui-ci en modifiant la courbure de l'aile pour augmenter la portance d'un coté et la diminuer de l'autre mais ils créent en même temps de la traînée et du lacet inverse. L'inclinaison sur notre avion est obtenue en augmentant l'incidence d'un ensemble fuseaumoteur+aile d'un coté en utilisant la gouverne de profondeur de cet 15 ensemble et en la diminuant de la même façon de l'autre coté.

Des commandes de vol classiques pour cet avion nécessiteraient de la part du pilote une certaine habileté pour le décollage vertical, la transition vers le vol horizontal et l'atterrissage. Il s'agit d'un projet 20 expérimental alors pourquoi ne pas essayer les commandes de vol électriques. Elles sont de plus en plus utilisées dans l'aviation commerciale et militaire. Leur principal avantage, hormis la facilité de pilotage que cela procure, est le gain en poids. D'autre part il aurait été assez difficile 25 voire impossible d'envisager une chaîne de commande classique avec câbles et poulies au départ d'une cabine pendulaire.

Description L'avion est composé de 2 fuseaux moteur-hélice, deux ailes et une 30 cabine. Le fuseau moteur-hélice(dessin no l) ressemble à un cylindre dont la section est de forme elliptique de façon à y loger une partie des batteries. A une extrémité de ce cylindre, il y a deux dérives verticales fixes et à l'autre extrémité, le moteur et l'hélice. 35 Chaque fuseau moteur-hélice est solidaire de son aile. L'ensemble fuseau/aile gauche est relié à celui de droite par un axe aussi en rotation sur cet axe. La cabine est donc pendulaire sur l'axe de tangage.

L'avion au sol repose sur les dérives de ses 2 fuseaux moteurhélice(dessin no 3), qui remplacent ainsi le train d'atterrissage, donc gain de poids, de conception et bonne stabilité au sol compte tenu de l'envergure. D'autre part la cabine étant pendulaire, elle permet d'augmenter la stabilité de l'avion en vol(dessin no 4) et reste dans lo une position confortable au sol. Un autre avantage de cette cabine pendulaire est son comportement face aux rafales sachant qu'il ne dépendra que de la charge alaire de la cabine donc celle-ci sera pratiquement insensible aux turbulences. Ainsi elle sera confortable, légère et permettra beaucoup de stabilité en cas 15 d'utilisation comme drone de surveillance. Les deux groupes propulseurs tournent en sens inverse, ceci permet d'annuler l'effet de couple inverse, donc pas de rotor anti-couple pour le décollage vertical. D'autre part un choix judicieux du sens 20 de rotation permet au souffle hélicoïdal de l'hélice de diminuer la traînée induite des bouts d'aile. Les dérives participent aussi à la diminution de cette traînée en jouant le rôle de winglets.

Abordons maintenant les gouvernes. Lors de la présentation, nous 25 avons vu que l'option CDVE (commandes de vol électriques) avait été retenue et nous allons essayer de justifier ce choix. Sur un avion classique, la cabine étant solidaire des ailes, lorsque vous tirez sur le manche, l'assiette de l'avion augmente et vous voyez le nez de votre avion monter sur l'horizon. Sur notre avion, 30 cela ne serait pas tout à fait la même chose car la cabine est libre sur l'axe de tangage par rapport aux ailes. Voyons ce qui se passerait du décollage vertical à la transition vers le vol horizontal. Au décollage, la cabine se positionne selon son centre de gravité, ce qui est quand même plus confortable que d'avoir le nez pointé vers 35 le ciel. Ensuite pendant la transition et à partir d'une certaine vitesse aérodynamique, la cabine va se positionner dans le flux d'air et l'on et ces 2 ensembles sont indépendants en rotation autour de cet axe(dessin no 2). Enfin sur celui-ci est fixée la cabine, libre elle fera en sorte que cette position corresponde à la traînée minimum. Le pilotage d'un tel engin d'une façon classique serait très difficile sans parler de la complexité du câblage des commandes entre la cabine et les gouvernes. Les CDVE permettent de s'affranchir de s ces difficultés et offrent en même temps un gain de poids appréciable. Les gouvernes se réduisent ainsi à 2 plans canard sur chaque fuseau moteur-hélice. Pourquoi une formule canard? En effet nous aurions pu envisager 1 o une formule plus classique avec empennage arrière. Mais comme notre avion au sol repose sur ses dérives, l'aile, l'avion étant au sol aurait été très haute et donc aussi la cabine, ce qui aurait posé des difficultés pour y accéder. D'autre part le choix de CDVE rend plus facile à gérer le problème de stabilité longitudinale que peut poser 15 l'option canard. La commande de roulis au sol ou de lacet en vol est obtenue par variation différentielle de la puissance des moteurs qui est facile à gérer sur des moteurs électriques. La commande de lacet au sol est gérée par l'inclinaison différentielle 20 des fuseaux moteur-hélice.

performances et conception

Commençons d'abord par le décollage vertical : 25 D'après la théorie de Froude, la puissance nécessaire au vol stationnaire est exprimée par la relation suivante : 3 P = F2 (1) 2pS F : poussée du rotor ou traction de l'hélice S : surface du disque du rotor ou hélice 30 p : masse volumique de l'air ( 1.22 Kg/m3 au sol )

Si D est le diamètre de l'Hélice, la relation devient : 3 P=0,72xF2 (2) D Nous remarquons que plus le diamètre de l'hélice sera grand, moins la puissance nécessaire sera importante, d'autre part le rendement de l'hélice est meilleur avec un grand diamètre. s Nous allons préciser quelques caractéristiques pour calculer cette puissance. Diamètre de chaque hélice : 4 m Masse au décollage : 200 Kg Calculons la puissance nécessaire au vol stationnaire pour chaque i o fuseau moteur-hélice P = 5530 Watts Pour tenir compte du fait que ceci est un résultat théorique, en général il est appliqué un coefficient de 1,15 à ce résultat pour être plus proche de la réalité, ce qui nous fait : 6360 Watts, nous 15 retiendrons une puissance de 8 KW par moteur. Passons aux performances en vol : Deux formules bien connues du monde de l'aviation sont celles qui 20 expriment la portance et la traînée d'un avion : F = 1 pSV2C (3) et FX = 1 pSV2CX (4) Z 2 Z 2 FZ : portance Fx : traînée S : surface de référence (en général surface de l'aile) 25 V : vitesse CZ : coefficient de portance Cx : coefficient de traînée Pour que l'avion puisse voler, la traction de l'hélice doit être égale à la traînée et donc la puissance développée par le moteur et l'hélice 30 est égale au produit de la traînée par la vitesse. Si P est la puissance fournie par les batteries, 1h le rendement hélice et 1m le rendement moteur, nous pouvons écrire : PX~1h X~1m = FX X V (5) D'autre part un autre paramètre bien connu des aviateurs est la finesse f , elle est égale au rapport de la portance par la traînée, en remplaçant la traînée par FZ/f ,nous avons : Px11 xt1 =FZ xV (6) Ih ' Im f Toujours pour que l'avion puisse voler, la portance doit équilibrer le poids, donc si M est la masse de l'avion et 9,81m/s2 l'accélération de la pesanteur, nous avons : P x Tl x lm = M x V x 9,81 (7) h f i o Nous allons maintenant introduire un nouveau paramètre Em, il s'agit de l'énergie massique. Ce dernier est important pour caractériser une batterie, il représente la quantité d'énergie par unité de masse. Pour une batterie, la quantité d'énergie est souvent exprimée en Wattheure plutôt que le Joule et nous utiliserons cette 15 unité. La puissance est liée à l'énergie par la relation suivante : P = W/t D'autre part sachant que W = E. x Mb (Mb étant la masse de la batterie) nous avons : EmxMb=PxT (8) 20 T étant exprimé en heures. Pour être cohérent avec les wattheures, l'unité de vitesse sera le Km/h , sachant que V (m/s) est égale à v (Km/h) divisé par 3,6 En utilisant les équations (7) et (8) , nous avons : EmxMbx1hxfmxfx3,6 = Mx 9,81 xVxT (9) 25 Si nous remplaçons V (vitesse) par la distance franchissable Df (Km) divisée par le temps (heure), la variable T disparaît et nous avons finalement l'équation suivante : 30 Df = 0,367xfxfhxyimxEmxMb/M (10) Cette formule est très intéressante, nous allons l'étudier en détail, mais remarquons au passage qu'elle peut s'appliquer à tous les avions. Notre but est évidemment de maximiser la distance franchissable Df. La première constatation est que cette distance est indépendante de la vitesse. Nous n'avons donc aucun intérêt à choisir une vitesse faible en pensant que celle-ci aurait pu augmenter la distance franchissable. Au contraire, une valeur trop petite entraînerait d'une part un nombre de Reynolds faible, qui aurait pour effet de dégrader la finesse et d'autre part une surface alaire plus grande donc aussi la lo masse de l'avion. Une vitesse trop forte agirait aussi sur la finesse (effet de compressibilité), sur le rendement hélice et aussi sur la masse (nécessité d'une structure plus solide). 200 Km/h semble être un bon compromis. Le paramètre suivant est la finesse et l'on voit grâce à cette formule 15 toute son importance. Il faut rappeler qu'il s'agit de la finesse à la vitesse de croisière et nous choisirons donc la finesse max pour la croisière. Et c'est maintenant que nous constatons l'intérêt du décollage et atterrissage vertical. Nous pouvons nous affranchir du domaine de vol basse vitesse et donc l'aile sera optimisée pour le 20 vol à la vitesse de finesse max. De même le profil d'aile sera choisi parmi ceux utilisés par les planeurs modernes de haute performance. Les derniers motoplaneurs ULM comme par exemple le Lambada ont une finesse max voisine de 30. Nous retiendrons cette valeur sachant qu'il est fort probable d'obtenir des valeurs bien meilleures, 25 en effet notre avion ne possède ni train d'atterrissage, ni empennage et la cabine étant libre sur l'axe de tangage, sera profilée pour être toujours au C,{ mini. Le CZ de finesse max de ces profils est voisin de 0,70. Ce paramètre et la vitesse choisie vont nous permettre de calculer la 30 surface alaire à l'aide de l'équation (3), nous trouvons 1,489 m2. Cette valeur peut sembler très faible comparée à celle d'un ULM sauf que celui-ci doit pouvoir voler à 65 Km/h d'après la réglementation. Petit à petit, les caractéristiques de notre avion se dévoilent: Si l'on choisit une envergure de 6 m et une aile 35 rectangulaire, nous aurons une corde de 25 cm.

Pour optimiser le rendement hélice Tln , une hélice à pas variable s'impose. D'abord nous avons besoin d'une forte poussée statique (au décollage) avec un petit pas et ensuite une grande vitesse de croisière avec un grand pas. Le rendement hélice peut être décomposé sous la forme du produit du rendement propulsif par le rendement de forme. Avec le grand diamètre de notre hélice et sa faible charge alaire, le rendement propulsif est très proche de 1. Le rendement de forme peut atteindre et même dépasser 0,9 si l'hélice est bien adaptée, nous retiendrons la valeur 0,85 pour llh .

Quant au moteur, le choix se portera sur un « sans balai à rotor externe » et nous allons voir qu'il offre beaucoup d'avantages par rapport au moteur thermique.

Il est non polluant. Il est silencieux. Il est très fiable et pratiquement inusable car à part les roulements de l'arbre moteur il n'y a aucune pièce en frottement. Pensez au moteur de ventilation de votre ordinateur qui tourne pratiquement sans arrêt. Il nécessite très peu d'entretien. Son rapport poids/puissance/dimensions peut être impressionnant. Par exemple le moteur Plettenberg Predator peut développer 11 KW pour un poids de seulement 1,55 Kg et un diamètre de 12cm.

Sa puissance est facile à gérer électroniquement. Son encombrement est faible. Il ne nécessite pas de démarreur. Il est facile d'inverser son sens de rotation, ce qui dans notre cas est intéressant car les deux moteurs tournent en sens inverse.

Enfin son rendement est vraiment supérieur à celui d'un moteur thermique. Ceci est d'autant plus important que toute la puissance perdue, non récupérée sur l'arbre moteur (par exemple 75% de la puissance si le rendement est 0,25) se transforme en chaleur et pour dissiper celle-ci, il faut prévoir un refroidissement lui aussi consommateur d'énergie. Le rendement d'un moteur sans balai à rotor externe peut atteindre 0,9 alors que celui d'un moteur thermique est de l'ordre de 0,25. Le rendement moteur retenu sera 0,85. Après tous ces avantages liés au choix d'un moteur électrique, nous 5 allons aborder le point faible de notre configuration, à savoir l'énergie massique En,. Ces dernières années, le rendement énergétique des batteries a été fortement amélioré grâce à l'emploi de nouveaux matériaux dans la fabrication de celles-ci. Ainsi l'énergie massique est passée de 30 i o Wh/Kg pour la batterie au plomb à plus de 200 Wh/Kg pour les batteries lithium-ion. Nous sommes très loin des valeurs pour l'essence (13000 Wh/Kg) ou le kérosène (11800 Wh/Kg). 15 Le développement futur des véhicules électriques est en train de dynamiser la recherche pour obtenir des meilleurs rendements énergétiques et leur production de masse diminuera leur coût. Des prototypes de batteries zinc-air affichant 400 Wh/Kg ont été développés ainsi que des batteries « lithium-ion with nanowires » 20 promettant 750 Wh/Kg. Pour l'instant, nous retiendrons des batteries lithium-ion avec une énergie massique de 200 Wh/Kg. Enfin étudions maintenant le dernier paramètre : Mb/M 25 Soit MZb la masse de l'avion diminuée de la masse des batteries,

donc M = MZb + Mb MZb est en fait la somme de la masse à vide de l'appareil et de la charge utile. M Notre paramètre devient m +M zb b 30 Nous constatons que notre premier intérêt est de minimiser la masse à vide de l'appareil, une structure en fibre de carbone sera préférable. On remarque aussi qu'il ne sert à rien de trop augmenter la masse des batteries pour obtenir une meilleure distance 35 franchissable car plus la masse de la batterie augmente, plus le gain en distance franchissable diminue. En effet si l'on prend comme valeur pour MZb 160 Kg et les autres paramètres précédemment choisis on peut calculer le gain en distance franchissable pour différentes valeurs de Mb.

Pour Mb = 10 Kg , le gain en Df est de 8,7 Km pour 1 Kg de batterie supplémentaire. Pour Mb = 40 Kg , le gain en Df est de 6,3 Km pour 1 Kg de batterie supplémentaire. Pour Mb = 100 Kg , le gain en Df est de 3,7 Km pour 1 Kg de 1 o batterie supplémentaire. D'autre part l'augmentation de la masse des batteries nécessiterait une structure plus solide et donc une masse à vide plus importante. En fait, il faudrait moduler la quantité de batteries en fonction de la distance à parcourir, ce qui correspond à l'emport de carburant sur 15 les avions classiques et l'on s'aperçoit avec notre formule que le très long courrier n'est pas rentable économiquement, ce qui parait assez logique lorsque que l'on sait que l'emport de carburant supplémentaire fait consommer plus. Par contre nous verrons que vu le très faible coût énergétique de notre avion, l'emport modulé de 20 batteries ne présente pas d'intérêt. Pour l'estimation de Df , MZb sera de 160 Kg et Mb 40 Kg . En reprenant tous les paramètres, nous trouvons finalement : Df=318 Km Nous voyons que : 25 Un point de finesse nous fait gagner un peu plus de 10 Km. Pour 1 Kg en moins sur la structure de l'appareil et si l'on transforme ce Kg gagné en batterie (l'avion étant optimisé pour une masse totale de 200 Kg), le gain est de presque 8 Km. 1% de mieux sur le rendement hélice ou moteur, c'est un peu moins 30 de 4 Km en plus. Le domaine dans lequel nous avons le plus de chance d'améliorer sensiblement la Df est l'énergie massique des batteries. Si l'on prend en compte les dernières avancées technologiques en la matière notamment les batteries « lithium-ion with nanowires », la distance 35 pourrait être multipliée par 4.

Pour finir, calculons le coût à l'heure de vol ou au Km parcouru. Une recharge complète des batteries nécessite 8 Kwh , ce qui à 8 cts le Kwh, représente une dépense de 64 cts d'euro. Donc l'heure de vol à 50 cts d'euro et les 100 Km à 20 cts d'euro. 5 Il n'y a que le vélo ou la marche à pied qui puisse faire mieux.

Compte-tenu de ces performances, cet avion permettrait des déplacements à très faible coût dans des zones sans infrastructures, l'on peut même envisager la recharge des batteries par panneaux 1 o solaires. Il pourrait aussi avoir des applications en tant que drone.

Claims (2)

1. REVENDICATIONS1. Avion bimoteur à hélices et à décollage et REVENDICATIONS1. Avion bimoteur à hélices et à décollage et atterrissage vertical caractérisé en ce qu'il utilise la poussée aérodynamique du souffle de chaque hélice pour passer du vol vertical au vol horizontal en agissant sur des volets orientables, la cabine n'étant pas dépendante de cette rotation(2).
2. 2. Dispositif selon la revendication 1 caractérisé en ce que la cabine est libre de rotation sur son axe de tangage aussi bien en vol vertical qu'en vol horizontal. 1 el