WO2017168088A1 - Propulsion device with active lift - Google Patents

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WO2017168088A1
WO2017168088A1 PCT/FR2017/050709 FR2017050709W WO2017168088A1 WO 2017168088 A1 WO2017168088 A1 WO 2017168088A1 FR 2017050709 W FR2017050709 W FR 2017050709W WO 2017168088 A1 WO2017168088 A1 WO 2017168088A1
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WO
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annular flange
annular
propellers
wing
reference plane
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/050709
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French (fr)
Inventor
Nicolas AUTRUSSON
Julien CASTEX
Philippe Lopez
Original Assignee
Airbus Safran Launchers Sas
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to propellant devices of the active lift type.
  • Aerial devices adapted for the transport of persons and / or goods must be able to take off and land on distances or small surfaces such as roofs of buildings.
  • Document FR 1 412 382 describes a propulsion device of the type comprising channel or channel wings ("Custer Channel Wing”) which make it possible to obtain very short take-off distances.
  • the principle of this technology is to provide the wings with a concave profile defining a channel or a gutter in which is disposed a propeller motor, the propeller being designed to rotate in the vicinity of the trailing edge of the channel in which it is mounted . This creates a lift on each wing not by the speed of movement of the latter in the air but by the speed of the air around the wing induced by the propeller.
  • the propeller placed in the channel of the wing creates a flow and, consequently, a depression above the wing which, although immobile, undergoes lift allowing a takeoff over a short distance.
  • a technical solution can significantly reduce the take-off distances, it does not provide sufficiently compact devices to be able to evolve in urban environments where the circulation space is limited.
  • the present invention aims to provide a solution for propellant devices capable of taking off over short distances and which have a small footprint.
  • the invention also aims to provide such devices with a reduction of noise at the propulsion system.
  • an active lift propulsion device comprising an annular wing and a propulsion propulsion assembly present inside the annular wing, the propulsion assembly comprising first and second propellers placed in a collinear or coplanar manner within the annular flange, the first and second propellers being contra-rotating, characterized in that the lower and upper portions of the annular wing have a arched profile carrying while the lateral parts of the annular wing have a symmetrical straight profile.
  • the use of two counter-rotating propellers inside the annular flange makes it possible to eliminate the overturning torque of the device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device.
  • the use of two counter-rotating propellers also makes it possible to straighten the air flow for the control surfaces (control surfaces) downstream in the propeller.
  • the two propellers being keeled inside the annular wing, significantly reduces the noise generated by the propulsion system by canceling the vortices at the end of the propeller which are usually a source of significant noise on non-propellers. keeled.
  • the symmetrical straight profile side sections connect the lower and upper parts of the ring flange, minimizing drag. This improves the stability and, consequently, the controllability of the propulsion device.
  • the first and second propellers are arranged coaxially inside the annular flange.
  • the annular wing has in cross section a circular shape extending around a longitudinal central axis, the annular wing comprising an upper portion extending downstream of a plane of reference perpendicular to the longitudinal central axis and a lower portion extending upstream of said reference plane, the first helix extending in the vicinity of the trailing edge of the annular wing at the bottom of the annular wing and in the vicinity of the leading edge of the annular flange at the upper portion of said annular flange.
  • This arrangement creates a vacuum on the upper surface of the lower part of the annular flange and an overpressure on the lower surface of the upper part. This increases the lift of the annular wing.
  • the first propeller is placed upstream of the second propeller with respect to the leading edge of the annular wing.
  • the two propellers are arranged next to each other inside the annular wing, the two propellers being aligned along a perpendicular reference plane. to a longitudinal axis of the annular wing.
  • the annular wing has in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis, the annular wing comprising an upper portion extending downstream from a reference plane. perpendicular to the longitudinal axis and a lower portion extending upstream of said reference plane, the two helices extending in the vicinity of the trailing edge of the annular flange at the bottom of the annular flange and at the adjacent the leading edge of the annular wing at the upper part of said annular flange.
  • This arrangement creates a vacuum on the upper surface of the lower part of the annular flange and an overpressure on the lower surface of the upper part. This increases the lift of the annular wing.
  • the lower and upper parts of the annular wing have a cambered profile while the lateral portions of the annular wing have a symmetrical straight profile.
  • FIGS. 1 and 2 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to one embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a vertical radial sectional view along the sectional plane III indicated in FIG. 2,
  • FIG. 4 is a horizontal radial sectional view along section plane IV indicated in FIG. 3,
  • FIG. 5 is a transverse section of the annular wing of the propulsion device of FIG. 3 along the section plane V indicated in FIG. 3,
  • FIGS. 6 and 7 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to another embodiment of the invention.
  • FIG. 8 is a vertical radial sectional view along the sectional plane VIII indicated in FIG. 7,
  • FIG. 9 is a horizontal radial sectional view along the section plane IX indicated in FIG. 8,
  • FIG. 10 is a cross-section of the annular wing of the propulsion device of FIG. 8 along the sectional plane X indicated in FIG. 8.
  • FIGs 1, 2 and 5 schematically illustrate a propellant device or aircraft 100 of active lift type according to a first embodiment of the invention.
  • the propulsion device 100 comprises an annular flange 110 having in cross section a circular shape extending around a longitudinal central axis Xcuo so as to define a duct 101 ( Figure 3).
  • the annular flange 110 has a leading edge 111 upstream and a trailing edge 112 downstream.
  • the propulsion device 100 also comprises a propulsion assembly 120 housed inside the annular flange 110.
  • the propulsion assembly 120 here comprises a rotary motor 121 connected to the inner wall of the annular flange by two arms 1210 and 1211 having an aerodynamic profile.
  • the propulsion assembly further comprises a first helix 122 and a second helix 123 mounted coaxially along the longitudinal central axis Xcuo, the first propeller 122 being located upstream of the second propeller 123 relative to the edge of the propeller. 111 of the annular wing 110.
  • the term “upstream” and “downstream” the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propellant fluid through the two helices indicated by the arrow F in Figures 1 and 2.
  • the first and second propellers each comprise two blades.
  • the first and second propellers 122 and 123 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that the first propeller 122 rotates in a first direction, for example the clockwise direction, while the second propeller 123 rotates in a second opposite direction, for example the counterclockwise direction.
  • the first and second propellers 122 and 123 are driven by the same rotary motor 121, the propellers being well known per se, each connected to the rotary motor 121 via a mechanical gearbox. (Not shown in Figures 1 and 2) and an independent shaft (not shown in Figures 1 and 2) connected to the output of the corresponding gearbox.
  • the propulsion system may comprise two rotary engines each directly rotating one of the two propellers.
  • the use of two counter-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers.
  • the fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
  • An empennage 130 is attached downstream of the annular wing 110 by two arms 131 and 132.
  • the empennage 130 has here an inverted cap or V shape to ensure the steering pitch, roll and yaw of the propulsion device.
  • the propulsion device 100 further comprises a cockpit 140 placed upstream of the propulsion assembly 120, the cockpit 140 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
  • the annular flange 110 is formed of four parts: a lower part 1100, an upper part 1101 and two lateral parts 1102 and 1103 connecting the lower part 1100 to the upper part 1101. As illustrated in FIGS. 3 and 4, the lower part 1100 and the upper part 1101 have a curved profile that is to say carrying, for example NACA type 2412 or Clark Y, while the lateral parts 1102 and 1103 have a symmetrical profile, that is to say non-bearing, for example of the NACA 0012 type.
  • annular wing If one traverses the annular wing in its circumferential direction, it thus has an evolutionary aerodynamic profile which alternates between arched profile, on the lower and upper parts of the wing, and symmetrical straight profile, that is to say a symmetrical biconvex profile with zero or no bearing, on the lateral parts of the wing.
  • the symmetrical straight profile side portions 1102 and 1103 make it possible to connect the lower and upper portions 1100 and 1101 of the annular flange while minimizing the drag. This improves the stability and, consequently, the controllability of the propulsion device.
  • the lower part 1100 and the upper part 1101 of the annular flange 110 are offset along the longitudinal central axis Xcuo. More specifically, and as shown in FIG. 3, the upper part 1101 of the flange 110 extends downstream from a reference plane PRI perpendicular to the central longitudinal axis Xcuo while the lower part 1100 of the flange 110 extends upstream of the PRI reference plane.
  • the reference plane PRI intersects the annular wing 110 at both the leading edge 111 in its upper part 1101 and at the trailing edge 112 in its lower part so that the leading edge 111 of the annular flange 110 at the top 1101 is substantially perpendicular to the trailing edge 112 at the lower portion 1100.
  • This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 1100 of the wing annular 110 and an overpressure on the lower surface of the upper part 1101, which increases the lift of the annular wing.
  • the first helix 122 extends substantially at the reference plane PRI while the second helix 123 is placed downstream of the first helix.
  • the first and second propellers 122 and 123 each preferably have a diameter close to the inside diameter of the annular flange 110 so as to minimize the space between the ends of the propellers and the annular flange.
  • FIGs 6, 7 and 10 schematically illustrate a propellant device or aircraft 200 of active lift type according to another embodiment of the invention.
  • the propulsion device 200 comprises an annular wing 210 having in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis Xc2io so as to define a duct 201 ( Figure 10).
  • the annular flange 210 comprises upstream a leading edge 211 and downstream a trailing edge 212.
  • the propulsion device 200 also comprises a propulsion assembly 220 housed inside the annular flange 210.
  • the propulsion assembly 220 here comprises a first and a second rotary engine 221 and 222, the first motor 221 being connected to the propulsion unit 220.
  • the propulsion assembly further comprises a first propeller 223 mounted on the first rotary engine 221 and a second propeller 224 mounted on the second rotary engine 222, the first and second propellers 223 and 224 being coplanar, that is to say aligned according to a reference plane PR2 (FIG. 8).
  • first and second propellers 223 and 224 being coplanar, that is to say aligned according to a reference plane PR2 (FIG. 8).
  • upstream and downstream mean the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propulsive fluid through the two propellers indicated by the arrow F in FIGS. 6 and 7.
  • the first and second propellers each comprise two blades.
  • the first and second propellers 223 and 224 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that the first propeller 223 rotates in a first direction, for example a clockwise direction, while the second propeller 224 rotates in a second opposite direction, for example, the sense of time.
  • the use of two counter-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers.
  • the fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
  • the aircraft 200 comprises a tail V or butterfly 230 comprising two flaps 231 and 232 serving both as elevators and steering (steering pitch and yaw).
  • the empennage 230 is here fixed on the fuselage 202 of the propulsion device downstream of the annular wing 110.
  • the fuselage 202 of the aircraft 100 further comprises a cockpit 240 placed upstream of the propulsion assembly 220, the cockpit 240 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
  • the annular flange 210 is formed of four parts: a substantially planar lower portion 2100, a substantially planar upper portion 2101 and two curved side portions 2102 and 2103 connecting the lower portion 2100 to the upper portion 2101.
  • the lower part 2100 and the upper part 2101 have a curved profile that is to say carrying, for example of the NACA 2412 or Clark Y type, while the lateral parts 2102 and 2103 have a symmetrical profile, it is ie non-bearing, for example of the NACA 0012 type. If the annular wing is traversed in its circumferential direction, this latter therefore has an evolutionary aerodynamic profile which alternates between arched profile, on the low and high parts of the the wing, and symmetrical profile, on the lateral parts of the wing.
  • the symmetrical side portions 2102 and 2103 make it possible to connect the lower and upper portions 2100 and 2101 of the annular flange while minimizing the drag.
  • the lower portion 2100 and the upper portion 2101 of the annular flange 210 are offset along the longitudinal central axis Xc2io. More precisely, and as shown in FIG. 8, the upper part 2101 of the flange 210 extends downstream from a reference plane PR2 perpendicular to the longitudinal central axis Xc210 while the lower part 2100 of the wing 210 extends upstream of the reference plane PR2.
  • the reference plane PR2 intersects the annular flange 210 both at the leading edge 211 in its upper part 2101 and at the trailing edge 212 in its lower part so that the leading edge 211 of the annular flange 210 at the upper portion 2101 is substantially plumb with the trailing edge 212 at the bottom 2100. This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 2100 of the wing annular 210 and an overpressure on the lower surface of the upper part 2101.
  • the propellers 223 and 224 extend substantially at the level of the reference plane PR2.
  • the drive of the propulsion device can be automatic and performed in a manner known per se by a programmable automatic system (not shown in the figures) or semi-automatic, that is to say with the possibility for the passenger to manually take orders where applicable.
  • the propellers used in the propulsion device according to the invention may comprise two blades as described above or more.
  • the motor (s) used in the propulsion assembly of the propulsion device according to the invention are preferably electric motors powered by batteries or fuel cells.
  • the batteries or fuel cells as well as any inert mass of the propulsion device are preferably arranged in a balanced manner on or in the side portions 1102/2102 and 1103/2103 of the annular wing 110/210 so as not to disturb the piloting of the device.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

The invention relates to an active-lift propulsion device (100) comprising a ring wing (110) and a propeller propulsion assembly (120) located inside the ring wing (110). The propulsion assembly (120) comprises first and second propellers (122, 123) disposed collinearly inside the annular wing. The first and second propellers (122, 123) are contra-rotating.

Description

Dispositif propulsif à portance active  Propulsive device with active lift
Arrière-plan de l'invention Background of the invention
La présente invention se rapporte aux dispositifs propulsifs de type à portance active.  The present invention relates to propellant devices of the active lift type.
Dans un contexte de mobilité accrue, alors que les infrastructures routières sont de plus en plus encombrées dans les grandes agglomérations, la mobilité aérienne intra-urbaine représente une solution intéressante.  In a context of increased mobility, while road infrastructures are increasingly congested in large cities, intra-urban air mobility represents an interesting solution.
Les dispositifs aériens adaptés pour le transport de personnes et/ou de marchandises doivent pouvoir décoller et se poser sur des distances ou surfaces réduites telles que des toits d'immeuble.  Aerial devices adapted for the transport of persons and / or goods must be able to take off and land on distances or small surfaces such as roofs of buildings.
Le document FR 1 412 382 décrit un dispositif propulsif du type comportant des ailes en canal ou gouttière (« Custer Channel Wing ») qui permettent d'obtenir des distances de décollage très courtes. Le principe de cette technologie est de doter les ailes d'un profil concave définissant un canal ou une gouttière dans lequel est disposé un moteur à hélice, l'hélice étant conçue pour tourner au voisinage du bord de fuite du canal dans lequel elle est montée. On crée ainsi une portance sur chaque aile non pas par la vitesse de déplacement de celle-ci dans l'air mais par la vitesse de l'air autour de l'aile induite par l'hélice. L'hélice placée dans le canal de l'aile crée un écoulement et, par conséquent, une dépression au-dessus de l'aile qui, bien qu'immobile, subit une portance permettant un décollage sur une courte distance. Cependant, si une telle solution technique permet de diminuer significativement les distances de décollage, elle ne permet pas d'obtenir des dispositifs suffisamment compacts pour pouvoir évoluer dans des environnements urbains où l'espace de circulation est limité.  Document FR 1 412 382 describes a propulsion device of the type comprising channel or channel wings ("Custer Channel Wing") which make it possible to obtain very short take-off distances. The principle of this technology is to provide the wings with a concave profile defining a channel or a gutter in which is disposed a propeller motor, the propeller being designed to rotate in the vicinity of the trailing edge of the channel in which it is mounted . This creates a lift on each wing not by the speed of movement of the latter in the air but by the speed of the air around the wing induced by the propeller. The propeller placed in the channel of the wing creates a flow and, consequently, a depression above the wing which, although immobile, undergoes lift allowing a takeoff over a short distance. However, if such a technical solution can significantly reduce the take-off distances, it does not provide sufficiently compact devices to be able to evolve in urban environments where the circulation space is limited.
Objet et description succincte de l'invention Object and brief description of the invention
La présente invention a pour but d'apporter une solution pour des dispositifs propulsifs capables de décoller sur de courtes distances et qui présentent un encombrement réduit. L'invention a également pour but de proposer de tels dispositifs avec une réduction du bruit au niveau du système de propulsion.  The present invention aims to provide a solution for propellant devices capable of taking off over short distances and which have a small footprint. The invention also aims to provide such devices with a reduction of noise at the propulsion system.
Conformément à la présente invention, ce but est atteint grâce à un dispositif propulsif à portance active comprenant une aile annulaire et un ensemble de propulsion à hélices présent à l'intérieur de l'aile annulaire, l'ensemble de propulsion comprenant des première et deuxième hélices placées de manière colinéaire ou coplanaire à l'intérieur de l'aile annulaire, les première et deuxième hélices étant contra rotatives, caractérisé en ce que les parties inférieure et supérieure de l'aile annulaire présentent un profil cambré portant tandis que les parties latérales de l'aile annulaire présentent un profil droit symétrique. According to the present invention, this object is achieved by means of an active lift propulsion device comprising an annular wing and a propulsion propulsion assembly present inside the annular wing, the propulsion assembly comprising first and second propellers placed in a collinear or coplanar manner within the annular flange, the first and second propellers being contra-rotating, characterized in that the lower and upper portions of the annular wing have a arched profile carrying while the lateral parts of the annular wing have a symmetrical straight profile.
L'utilisation de deux hélices contra rotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif propulsif. L'utilisation de deux hélices contra rotatives permet en outre de redresser le flux d'air pour les surfaces de contrôle (gouvernes de pilotage) en aval dans l'hélice.  The use of two counter-rotating propellers inside the annular flange makes it possible to eliminate the overturning torque of the device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device. The use of two counter-rotating propellers also makes it possible to straighten the air flow for the control surfaces (control surfaces) downstream in the propeller.
Par ailleurs, les deux hélices étant carénées à l'intérieur de l'aile annulaire, on réduit significativement le bruit généré par le système de propulsion par annulation des vortex en bout d'hélice qui sont habituellement une source de bruit importante sur des hélices non carénées.  Moreover, the two propellers being keeled inside the annular wing, significantly reduces the noise generated by the propulsion system by canceling the vortices at the end of the propeller which are usually a source of significant noise on non-propellers. keeled.
Les parties latérales à profil droit symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure de l'aile annulaire en minimisant la traînée. On améliore ainsi la stabilité et, par conséquent, la pilotabilité du dispositif propulsif.  The symmetrical straight profile side sections connect the lower and upper parts of the ring flange, minimizing drag. This improves the stability and, consequently, the controllability of the propulsion device.
Selon un mode de réalisation du dispositif propulsif de l'invention, les première et deuxième hélices sont disposées de manière coaxiale à l'intérieur de l'aile annulaire.  According to one embodiment of the propulsion device of the invention, the first and second propellers are arranged coaxially inside the annular flange.
Selon une caractéristique particulière de ce mode de réalisation, l'aile annulaire présente en coupe transversale une forme circulaire s'étendant autour d'un axe central longitudinal, l'aile annulaire comportant une partie supérieure s'étendant en aval d'un plan de référence perpendiculaire à l'axe central longitudinal et une partie inférieure s'étendant en amont dudit plan de référence, la première hélice s'étendant au voisinage du bord de fuite de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure de l'aile annulaire et au voisinage du bord d'attaque de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure de ladite aile annulaire.  According to a particular feature of this embodiment, the annular wing has in cross section a circular shape extending around a longitudinal central axis, the annular wing comprising an upper portion extending downstream of a plane of reference perpendicular to the longitudinal central axis and a lower portion extending upstream of said reference plane, the first helix extending in the vicinity of the trailing edge of the annular wing at the bottom of the annular wing and in the vicinity of the leading edge of the annular flange at the upper portion of said annular flange.
Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse de l'aile annulaire et une surpression sur l'intrados de la partie haute. On augmente ainsi la portance de l'aile annulaire. Selon une autre caractéristique particulière, la première hélice est placée en amont de la deuxième hélice par rapport au bord d'attaque de l'aile annulaire. This arrangement creates a vacuum on the upper surface of the lower part of the annular flange and an overpressure on the lower surface of the upper part. This increases the lift of the annular wing. According to another particular characteristic, the first propeller is placed upstream of the second propeller with respect to the leading edge of the annular wing.
Selon encore un autre mode de réalisation du dispositif propulsif de l'invention, les deux hélices sont disposées l'une à côté de l'autre à l'intérieur de l'aile annulaire, les deux hélices étant alignées suivant un plan de référence perpendiculaire à un axe longitudinal de l'aile annulaire.  According to yet another embodiment of the propulsion device of the invention, the two propellers are arranged next to each other inside the annular wing, the two propellers being aligned along a perpendicular reference plane. to a longitudinal axis of the annular wing.
Selon une caractéristique particulière de ce mode de réalisation, l'aile annulaire présente en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour d'un axe longitudinal, l'aile annulaire comportant une partie supérieure s'étendant en aval d'un plan de référence perpendiculaire à l'axe longitudinal et une partie inférieure s'étendant en amont dudit plan de référence, les deux hélices s'étendant au voisinage du bord de fuite de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure de l'aile annulaire et au voisinage du bord d'attaque de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure de ladite aile annulaire. Avec une aile annulaire présentant en coupe transversale une forme ovale, on augmente le rapport entre surface portante (parties inférieure et supérieure de l'aile annulaire) et surface symétrique non portante (parties latérales de l'aile annulaire raccordant les parties inférieure et supérieure).  According to a particular characteristic of this embodiment, the annular wing has in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis, the annular wing comprising an upper portion extending downstream from a reference plane. perpendicular to the longitudinal axis and a lower portion extending upstream of said reference plane, the two helices extending in the vicinity of the trailing edge of the annular flange at the bottom of the annular flange and at the adjacent the leading edge of the annular wing at the upper part of said annular flange. With an annular wing having an oval cross-section in cross-section, the ratio between the bearing surface (upper and lower portions of the annular flange) and the non-bearing symmetrical surface (side portions of the annular flange connecting the lower and upper parts) is increased. .
Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse de l'aile annulaire et une surpression sur l'intrados de la partie haute. On augmente ainsi la portance de l'aile annulaire.  This arrangement creates a vacuum on the upper surface of the lower part of the annular flange and an overpressure on the lower surface of the upper part. This increases the lift of the annular wing.
Selon une autre caractéristique, les parties inférieure et supérieure l'aile annulaire présentent un profil cambré portant tandis que des parties latérales de l'aile annulaire présentent un profil droit symétrique.  According to another characteristic, the lower and upper parts of the annular wing have a cambered profile while the lateral portions of the annular wing have a symmetrical straight profile.
Brève description des dessins Brief description of the drawings
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :  Other characteristics and advantages of the invention will emerge from the following description of particular embodiments of the invention, given by way of non-limiting examples, with reference to the appended drawings, in which:
les figures 1 et 2 sont des vues très schématiques en perspectives respectivement de devant et de derrière d'un dispositif propulsif conformément à un mode de réalisation de l'invention, la figure 3 est une vue en coupe radiale verticale selon le plan de coupe III indiqué sur la figure 2, FIGS. 1 and 2 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to one embodiment of the invention, FIG. 3 is a vertical radial sectional view along the sectional plane III indicated in FIG. 2,
la figure 4 est une vue en coupe radiale horizontale selon le plan de coupe IV indiqué sur la figure 3,  FIG. 4 is a horizontal radial sectional view along section plane IV indicated in FIG. 3,
- la figure 5 est une coupe transversale de l'aile annulaire du dispositif propulsif de la figure 3 selon le plan de coupe V indiqué sur la figure 3,  FIG. 5 is a transverse section of the annular wing of the propulsion device of FIG. 3 along the section plane V indicated in FIG. 3,
les figures 6 et 7 sont des vues très schématiques en perspectives respectivement de devant et de derrière d'un dispositif propulsif conformément à un autre mode de réalisation de l'invention,  FIGS. 6 and 7 are very schematic views respectively of front and rear views of a propulsion device according to another embodiment of the invention,
la figure 8 est une vue en coupe radiale verticale selon le plan de coupe VIII indiqué sur la figure 7,  FIG. 8 is a vertical radial sectional view along the sectional plane VIII indicated in FIG. 7,
la figure 9 est une vue en coupe radiale horizontale selon le plan de coupe IX indiqué sur la figure 8,  FIG. 9 is a horizontal radial sectional view along the section plane IX indicated in FIG. 8,
- la figure 10 est une coupe transversale de l'aile annulaire du dispositif propulsif de la figure 8 selon le plan de coupe X indiqué sur la figure 8.  FIG. 10 is a cross-section of the annular wing of the propulsion device of FIG. 8 along the sectional plane X indicated in FIG. 8.
Description détaillée des modes de réalisation de l'invention DETAILED DESCRIPTION OF THE EMBODIMENTS OF THE INVENTION
Les figures 1, 2 et 5 illustrent schématiquement un dispositif propulsif ou aéronef 100 de type à portance active conformément à un premier mode de réalisation de l'invention. Le dispositif propulsif 100 comprend une aile annulaire 110 présentant en coupe transversale une forme circulaire s'étendant autour d'un axe central longitudinal Xcuo de manière à définir un conduit 101 (figure 3). L'aile annulaire 110 comporte en amont un bord d'attaque 111 et en aval un bord de fuite 112.  Figures 1, 2 and 5 schematically illustrate a propellant device or aircraft 100 of active lift type according to a first embodiment of the invention. The propulsion device 100 comprises an annular flange 110 having in cross section a circular shape extending around a longitudinal central axis Xcuo so as to define a duct 101 (Figure 3). The annular flange 110 has a leading edge 111 upstream and a trailing edge 112 downstream.
Le dispositif propulsif 100 comprend également un ensemble de propulsion 120 logé à l'intérieur de l'aile annulaire 110. L'ensemble de propulsion 120 comprend ici un moteur rotatif 121 relié à la paroi interne de l'aile annulaire par deux bras 1210 et 1211 présentant un profil aérodynamique. L'ensemble de propulsion comprend en outre une première hélice 122 et une deuxième hélice 123 montées de manière coaxiale le long de l'axe central longitudinal Xcuo, la première hélice 122 étant placée en amont de la deuxième hélice 123 par rapport au bord d'attaque 111 de l'aile annulaire 110. Dans le contexte de la présente description, on entend par « amont » et « aval » les directions respectivement en amont et aval de l'écoulement d'un fluide propulsif à travers des deux hélices indiqué par la flèche F sur les figures 1 et 2. Dans l'exemple décrit ici, les première et deuxième hélices comprennent chacune deux pales. The propulsion device 100 also comprises a propulsion assembly 120 housed inside the annular flange 110. The propulsion assembly 120 here comprises a rotary motor 121 connected to the inner wall of the annular flange by two arms 1210 and 1211 having an aerodynamic profile. The propulsion assembly further comprises a first helix 122 and a second helix 123 mounted coaxially along the longitudinal central axis Xcuo, the first propeller 122 being located upstream of the second propeller 123 relative to the edge of the propeller. 111 of the annular wing 110. In the context of this description, the term "upstream" and "downstream" the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propellant fluid through the two helices indicated by the arrow F in Figures 1 and 2. In the example described here, the first and second propellers each comprise two blades.
Les première et deuxième hélices 122 et 123 sont des hélices contra rotatives ou à contra-rotation en ce que la première hélice 122 tourne dans un premier sens, par exemple le sens horaire, tandis que la deuxième hélice 123 tourne dans un deuxième sens opposé, par exemple le sens antihoraire. Dans l'exemple décrit ici, les première et deuxième hélices 122 et 123 sont entraînées par un même moteur rotatif 121, les hélices étant de façon bien connue en soi reliée chacune au moteur rotatif 121 par l'intermédiaire d'une boîte mécanique à engrenages (non représentée sur les figures 1 et 2) et d'un arbre indépendant (non représenté sur les figures 1 et 2) relié à la sortie de la boîte mécanique à engrenage correspondante. Selon une variante de réalisation, le système propulsif peut comprendre deux moteurs rotatifs entraînant directement chacun en rotation une des deux hélices.  The first and second propellers 122 and 123 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that the first propeller 122 rotates in a first direction, for example the clockwise direction, while the second propeller 123 rotates in a second opposite direction, for example the counterclockwise direction. In the example described here, the first and second propellers 122 and 123 are driven by the same rotary motor 121, the propellers being well known per se, each connected to the rotary motor 121 via a mechanical gearbox. (Not shown in Figures 1 and 2) and an independent shaft (not shown in Figures 1 and 2) connected to the output of the corresponding gearbox. According to an alternative embodiment, the propulsion system may comprise two rotary engines each directly rotating one of the two propellers.
L'utilisation de deux hélices contra rotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif propulsif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation sur le dispositif. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif tout en réduisant le bruit grâce au carénage des hélices. Le carénage des hélices améliore en outre la sécurité des personnes à proximité du dispositif propulsif.  The use of two counter-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers. The fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
Un empennage 130 est fixé en aval de l'aile annulaire 110 par deux bras 131 et 132. L'empennage 130 présente ici une forme en chapeau ou V inversé permettant d'assurer le pilotage en tangage, roulis et lacet du dispositif propulsif. Le dispositif propulsif 100 comprend encore un cockpit 140 placé en amont de l'ensemble de propulsion 120, le cockpit 140 étant destiné à embarquer au moins un passager et/ou des marchandises à transporter.  An empennage 130 is attached downstream of the annular wing 110 by two arms 131 and 132. The empennage 130 has here an inverted cap or V shape to ensure the steering pitch, roll and yaw of the propulsion device. The propulsion device 100 further comprises a cockpit 140 placed upstream of the propulsion assembly 120, the cockpit 140 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
L'aile annulaire 110 est formée de quatre parties : une partie inférieure 1100, une partie supérieure 1101 et deux parties latérales 1102 et 1103 reliant la partie inférieure 1100 à la partie supérieure 1101. Comme illustrées sur les figures 3 et 4, la partie inférieure 1100 et la partie supérieure 1101 présentent un profil cambré c'est-à-dire portant, par exemple de type NACA 2412 ou Clark Y, tandis que les parties latérales 1102 et 1103 présentent un profil symétrique, c'est-à-dire non portant, par exemple de type NACA 0012. Si l'on parcourt l'aile annulaire dans sa direction circonférentielle, celle-ci présente donc un profil aérodynamique évolutif qui alterne entre profil cambré, sur les parties basse et haute de l'aile, et profil droit symétrique, c'est-à-dire un profil biconvexe symétrique à incidence nulle ou non portant, sur les parties latérales de l'aile. Les parties latérales 1102 et 1103 à profil droit symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure 1100 et 1101 de l'aile annulaire en minimisant la traînée. On améliore ainsi la stabilité et, par conséquent, la pilotabilité du dispositif propulsif. The annular flange 110 is formed of four parts: a lower part 1100, an upper part 1101 and two lateral parts 1102 and 1103 connecting the lower part 1100 to the upper part 1101. As illustrated in FIGS. 3 and 4, the lower part 1100 and the upper part 1101 have a curved profile that is to say carrying, for example NACA type 2412 or Clark Y, while the lateral parts 1102 and 1103 have a symmetrical profile, that is to say non-bearing, for example of the NACA 0012 type. If one traverses the annular wing in its circumferential direction, it thus has an evolutionary aerodynamic profile which alternates between arched profile, on the lower and upper parts of the wing, and symmetrical straight profile, that is to say a symmetrical biconvex profile with zero or no bearing, on the lateral parts of the wing. The symmetrical straight profile side portions 1102 and 1103 make it possible to connect the lower and upper portions 1100 and 1101 of the annular flange while minimizing the drag. This improves the stability and, consequently, the controllability of the propulsion device.
Par ailleurs, la partie inférieure 1100 et la partie supérieure 1101 de l'aile annulaire 110 sont décalées suivant l'axe central longitudinal Xcuo. Plus précisément et comme représentées sur la figure 3, la partie supérieure 1101 de l'aile 110 s'étend en aval d'un plan de référence PRI perpendiculaire à l'axe central longitudinal Xcuo tandis que la partie inférieure 1100 de l'aile 110 s'étend en amont du plan de référence PRI. Le plan de référence PRI coupe l'aile annulaire 110 à la fois au niveau du bord d'attaque 111 dans sa partie supérieure 1101 et au niveau du bord de fuite 112 dans sa partie inférieure de sorte que le bord d'attaque 111 de l'aile annulaire 110 au niveau de la partie supérieure 1101 est sensiblement à l'aplomb du bord de fuite 112 au niveau de la partie inférieure 1100. Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse 1100 de l'aile annulaire 110 et une surpression sur l'intrados de la partie haute 1101, ce qui augmente la portance de l'aile annulaire.  Furthermore, the lower part 1100 and the upper part 1101 of the annular flange 110 are offset along the longitudinal central axis Xcuo. More specifically, and as shown in FIG. 3, the upper part 1101 of the flange 110 extends downstream from a reference plane PRI perpendicular to the central longitudinal axis Xcuo while the lower part 1100 of the flange 110 extends upstream of the PRI reference plane. The reference plane PRI intersects the annular wing 110 at both the leading edge 111 in its upper part 1101 and at the trailing edge 112 in its lower part so that the leading edge 111 of the annular flange 110 at the top 1101 is substantially perpendicular to the trailing edge 112 at the lower portion 1100. This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 1100 of the wing annular 110 and an overpressure on the lower surface of the upper part 1101, which increases the lift of the annular wing.
La première hélice 122 s'étend sensiblement au niveau du plan de référence PRI tandis que la deuxième hélice 123 est placée en aval de la première hélice. Les première et deuxième hélices 122 et 123 présentent chacune de préférence un diamètre proche du diamètre intérieur de l'aile annulaire 110 de manière à minimiser l'espace entre les extrémités des hélices et l'aile annulaire.  The first helix 122 extends substantially at the reference plane PRI while the second helix 123 is placed downstream of the first helix. The first and second propellers 122 and 123 each preferably have a diameter close to the inside diameter of the annular flange 110 so as to minimize the space between the ends of the propellers and the annular flange.
Les figures 6, 7 et 10 illustrent schématiquement un dispositif propulsif ou aéronef 200 de type à portance active conformément à un autre mode de réalisation de l'invention. Le dispositif propulsif 200 comprend une aile annulaire 210 présentant en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour d'un axe longitudinal Xc2io de manière à définir un conduit 201 (figure 10). L'aile annulaire 210 comporte en amont un bord d'attaque 211 et en aval un bord de fuite 212. Figures 6, 7 and 10 schematically illustrate a propellant device or aircraft 200 of active lift type according to another embodiment of the invention. The propulsion device 200 comprises an annular wing 210 having in cross section an oval shape extending around a longitudinal axis Xc2io so as to define a duct 201 (Figure 10). The annular flange 210 comprises upstream a leading edge 211 and downstream a trailing edge 212.
Le dispositif propulsif 200 comprend également un ensemble de propulsion 220 logé à l'intérieur de l'aile annulaire 210. L'ensemble de propulsion 220 comprend ici un premier et un deuxième moteurs rotatifs 221 et 222, le premier moteur 221 étant relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 2210 et au fuselage 202 du dispositif propulsif par un deuxième bras 2211 présentant chacun un profil aérodynamique tandis que le deuxième moteur 222 est relié à la paroi interne de l'aile annulaire par un premier bras 2220 et au fuselage 202 du dispositif propulsif par un deuxième bras 2221 présentant chacun un profil aérodynamique.  The propulsion device 200 also comprises a propulsion assembly 220 housed inside the annular flange 210. The propulsion assembly 220 here comprises a first and a second rotary engine 221 and 222, the first motor 221 being connected to the propulsion unit 220. inner wall of the annular flange by a first arm 2210 and the fuselage 202 of the propulsion device by a second arm 2211 each having an airfoil while the second motor 222 is connected to the inner wall of the annular flange by a first arm 2220 and the fuselage 202 of the propulsion device by a second arm 2221 each having an aerodynamic profile.
L'ensemble de propulsion comprend en outre une première hélice 223 montée sur le premier moteur rotatif 221 et une deuxième hélice 224 montée sur le deuxième moteur rotatif 222, les première et deuxième hélices 223 et 224 étant coplanaires, c'est-à-dire alignées suivant un plan de référence PR2 (figure 8). Dans le contexte de la présente description, on entend par « amont » et « aval » les directions respectivement en amont et aval de l'écoulement d'un fluide propulsif à travers des deux hélices indiqué par la flèche F sur les figures 6 et 7. Dans l'exemple décrit ici, les première et deuxième hélices comprennent chacune deux pales.  The propulsion assembly further comprises a first propeller 223 mounted on the first rotary engine 221 and a second propeller 224 mounted on the second rotary engine 222, the first and second propellers 223 and 224 being coplanar, that is to say aligned according to a reference plane PR2 (FIG. 8). In the context of the present description, "upstream" and "downstream" mean the directions respectively upstream and downstream of the flow of a propulsive fluid through the two propellers indicated by the arrow F in FIGS. 6 and 7. In the example described here, the first and second propellers each comprise two blades.
Les première et deuxième hélices 223 et 224 sont des hélices contra rotatives ou à contra-rotation en ce que la première hélice 223 tourne dans un premier sens, par exemple le sens horaire, tandis que la deuxième hélice 224 tourne dans un deuxième sens opposé, par exemple le sens a nti horaire.  The first and second propellers 223 and 224 are contra-rotating or counter-rotating propellers in that the first propeller 223 rotates in a first direction, for example a clockwise direction, while the second propeller 224 rotates in a second opposite direction, for example, the sense of time.
L'utilisation de deux hélices contra rotatives à l'intérieur de l'aile annulaire permet de supprimer le couple de renversement du dispositif propulsif autour de son axe de roulis de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un rotor de stabilisation sur le dispositif. On optimise ainsi grandement la compacité du dispositif propulsif tout en réduisant le bruit grâce au carénage des hélices. Le carénage des hélices améliore en outre la sécurité des personnes à proximité du dispositif propulsif.  The use of two counter-rotating propellers inside the annular wing makes it possible to eliminate the reversal torque of the propulsion device around its roll axis so that it is not necessary to provide a stabilizing rotor on the device. This greatly optimizes the compactness of the propulsion device while reducing noise thanks to the fairing of the propellers. The fairing of the propellers also improves the safety of people near the propulsion device.
Dans l'exemple décrit ici, l'aéronef 200 comporte un empennage en V ou papillon 230 comprenant deux volets 231 et 232 servant à la fois de gouvernes de profondeur et de direction (pilotage en tangage et lacet). L'empennage 230 est ici fixé sur le fuselage 202 du dispositif propulsif en aval de l'aile annulaire 110. In the example described here, the aircraft 200 comprises a tail V or butterfly 230 comprising two flaps 231 and 232 serving both as elevators and steering (steering pitch and yaw). The empennage 230 is here fixed on the fuselage 202 of the propulsion device downstream of the annular wing 110.
Le fuselage 202 de l'aéronef 100 comprend encore un cockpit 240 placé en amont de l'ensemble de propulsion 220, le cockpit 240 étant destiné à embarquer au moins un passager et/ou des marchandises à transporter.  The fuselage 202 of the aircraft 100 further comprises a cockpit 240 placed upstream of the propulsion assembly 220, the cockpit 240 being intended to carry at least one passenger and / or goods to be transported.
L'aile annulaire 210 est formée de quatre parties : une partie inférieure sensiblement plane 2100, une partie supérieure sensiblement plane 2101 et deux parties latérales courbées 2102 et 2103 reliant la partie inférieure 2100 à la partie supérieure 2101. Comme illustrées sur les figures 8 et 9, la partie inférieure 2100 et la partie supérieure 2101 présentent un profil cambré c'est-à-dire portant, par exemple de type NACA 2412 ou Clark Y, tandis que les parties latérales 2102 et 2103 présentent un profil symétrique, c'est-à-dire non portant, par exemple de type NACA 0012. Si l'on parcourt l'aile annulaire dans sa direction circonférentielle, celle-ci présente donc un profil aérodynamique évolutif qui alterne entre profil cambré, sur les parties basse et haute de l'aile, et profil symétrique, sur les parties latérales de l'aile.  The annular flange 210 is formed of four parts: a substantially planar lower portion 2100, a substantially planar upper portion 2101 and two curved side portions 2102 and 2103 connecting the lower portion 2100 to the upper portion 2101. As illustrated in FIGS. 9, the lower part 2100 and the upper part 2101 have a curved profile that is to say carrying, for example of the NACA 2412 or Clark Y type, while the lateral parts 2102 and 2103 have a symmetrical profile, it is ie non-bearing, for example of the NACA 0012 type. If the annular wing is traversed in its circumferential direction, this latter therefore has an evolutionary aerodynamic profile which alternates between arched profile, on the low and high parts of the the wing, and symmetrical profile, on the lateral parts of the wing.
Les parties latérales 2102 et 2103 à profil symétrique permettent de raccorder les parties inférieure et supérieure 2100 et 2101 de l'aile annulaire en minimisant la traînée.  The symmetrical side portions 2102 and 2103 make it possible to connect the lower and upper portions 2100 and 2101 of the annular flange while minimizing the drag.
Par ailleurs, la partie inférieure 2100 et la partie supérieure 2101 de l'aile annulaire 210 sont décalées suivant l'axe central longitudinal Xc2io. Plus précisément et comme représentées sur la figure 8, la partie supérieure 2101 de l'aile 210 s'étend en aval d'un plan de référence PR2 perpendiculaire à l'axe central longitudinal Xc2io tandis que la partie inférieure 2100 de l'aile 210 s'étend en amont du plan de référence PR2. Le plan de référence PR2 coupe l'aile annulaire 210 à la fois au niveau du bord d'attaque 211 dans sa partie supérieure 2101 et au niveau du bord de fuite 212 dans sa partie inférieure de sorte que le bord d'attaque 211 de l'aile annulaire 210 au niveau de la partie supérieure 2101 est sensiblement à l'aplomb du bord de fuite 212 au niveau de la partie inférieure 2100. Cette disposition permet de créer une dépression sur l'extrados de la partie basse 2100 de l'aile annulaire 210 et une surpression sur l'intrados de la partie haute 2101.  Furthermore, the lower portion 2100 and the upper portion 2101 of the annular flange 210 are offset along the longitudinal central axis Xc2io. More precisely, and as shown in FIG. 8, the upper part 2101 of the flange 210 extends downstream from a reference plane PR2 perpendicular to the longitudinal central axis Xc210 while the lower part 2100 of the wing 210 extends upstream of the reference plane PR2. The reference plane PR2 intersects the annular flange 210 both at the leading edge 211 in its upper part 2101 and at the trailing edge 212 in its lower part so that the leading edge 211 of the annular flange 210 at the upper portion 2101 is substantially plumb with the trailing edge 212 at the bottom 2100. This provision creates a vacuum on the upper surface of the lower part 2100 of the wing annular 210 and an overpressure on the lower surface of the upper part 2101.
Les hélices 223 et 224 s'étendent sensiblement au niveau du plan de référence PR2. Le pilotage du dispositif propulsif peut être automatique et réalisé de façon connue en soi par un système automatique programmable (non représenté sur les figures) ou semi-automatique, c'est-à-dire avec la possibilité pour le passager de prendre manuellement les commandes de pilotage le cas échéant. The propellers 223 and 224 extend substantially at the level of the reference plane PR2. The drive of the propulsion device can be automatic and performed in a manner known per se by a programmable automatic system (not shown in the figures) or semi-automatic, that is to say with the possibility for the passenger to manually take orders where applicable.
Les hélices utilisées dans le dispositif propulsif selon l'invention peuvent comporter deux pales comme décrit ci-avant ou plus.  The propellers used in the propulsion device according to the invention may comprise two blades as described above or more.
Le ou les moteurs utilisés dans l'ensemble de propulsion du dispositif propulsif selon l'invention sont de préférence des moteurs électriques alimentés par des batteries ou des piles à combustible.  The motor (s) used in the propulsion assembly of the propulsion device according to the invention are preferably electric motors powered by batteries or fuel cells.
Les batteries ou les piles à combustible ainsi que toute masse inerte du dispositif de propulsion sont de préférence disposées de manière équilibrée sur ou dans les parties latérales 1102/2102 et 1103/2103 de l'aile annulaire 110/210 afin de ne pas perturber le pilotage du dispositif.  The batteries or fuel cells as well as any inert mass of the propulsion device are preferably arranged in a balanced manner on or in the side portions 1102/2102 and 1103/2103 of the annular wing 110/210 so as not to disturb the piloting of the device.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif propulsif à portance active (100) comprenant une aile annulaire (110) et un ensemble de propulsion à hélices (120) présent à l'intérieur de l'aile annulaire (110), l'ensemble de propulsion (120) comprenant des première et deuxième hélices (122, 123) placées de manière colinéaire ou coplanaire à l'intérieur de l'aile annulaire, les première et deuxième hélices (122, 123) étant contrarotatives, caractérisé en ce que des parties inférieure et supérieure (1200, 1201) de l'aile annulaire (110) présentent un profil cambré portant tandis que des parties latérales (1202, 1203) de l'aile annulaire (110) présentent un profil droit symétrique. An active lift propellant device (100) comprising an annular flange (110) and a propeller propulsion assembly (120) within the annular flange (110), the propulsion assembly (120) comprising first and second propellers (122, 123) arranged in a collinear or coplanar manner within the annular flange, the first and second propellers (122, 123) being counter-rotating, characterized in that lower and upper portions (1200 1201) of the annular flange (110) have a raised arch profile while side portions (1202, 1203) of the annular flange (110) have a symmetrical straight profile.
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel les première et deuxième hélices (122, 123) sont disposées de manière coaxiale à l'intérieur de l'aile annulaire (110). 2. Device according to claim 1, wherein the first and second propellers (122, 123) are arranged coaxially inside the annular flange (110).
3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel l'aile annulaire (110) présente en coupe transversale une forme circulaire s'étendant autour d'un axe central longitudinal (Xcno), l'aile annulaire (110) comportant une partie supérieure (1101) s'étendant en aval d'un plan de référence (PRI) perpendiculaire à l'axe central longitudinal (Xcno) et une partie inférieure (1100) s'étendant en amont dudit plan de référence (PRI) et dans lequel la première hélice (122) s'étend au voisinage du bord de fuite (112) de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure (1100) de l'aile annulaire (110) et au voisinage du bord d'attaque (122) de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure (1101) de ladite aile annulaire. 3. Device according to claim 2, wherein the annular flange (110) has in cross section a circular shape extending around a central longitudinal axis (Xcno), the annular flange (110) having an upper portion ( 1101) extending downstream from a reference plane (PRI) perpendicular to the longitudinal central axis (Xcno) and a lower portion (1100) extending upstream of said reference plane (PRI) and in which the first helix (122) extends in the vicinity of the trailing edge (112) of the annular wing at the lower portion (1100) of the annular wing (110) and in the vicinity of the leading edge (122) of the annular flange at the top (1101) of said annular flange.
4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel la première hélice est placée en amont de la deuxième hélice par rapport au bord d'attaque de l'aile annulaire. 4. Device according to claim 3, wherein the first propeller is placed upstream of the second propeller with respect to the leading edge of the annular flange.
5. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel les deux hélices (223, 224) sont disposées l'une à côté de l'autre à l'intérieur de l'aile annulaire (210), les deux hélices étant alignées suivant un plan de référence (PR2) perpendiculaire à un axe longitudinal (Xc2io) de l'aile annulaire. 5. Device according to claim 1, wherein the two propellers (223, 224) are arranged one beside the other inside the annular flange (210), the two propellers being aligned in a plane reference plane (PR2) perpendicular to a longitudinal axis (Xc2io) of the annular wing.
6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel l'aile annulaire (210) présente en coupe transversale une forme ovale s'étendant autour de l'axe longitudinal (Xcuo), l'aile annulaire comportant une partie supérieure (2101) s'étendant en aval du plan de référence (PR2) perpendiculaire à l'axe longitudinal (Xc2io) et une partie inférieure (2100) s'étendant en amont dudit plan de référence et dans lequel les deux hélices (223, 224) s'étendent au voisinage du bord de fuite (212) de l'aile annulaire au niveau de la partie inférieure (2100) de l'aile annulaire (210) et au voisinage du bord d'attaque (211) de l'aile annulaire au niveau de la partie supérieure (2101) de ladite aile annulaire. 6. Device according to claim 5, wherein the annular flange (210) has in cross section an oval shape extending around the longitudinal axis (Xcuo), the annular flange having an upper portion (2101) s'. extending downstream of the reference plane (PR2) perpendicular to the longitudinal axis (Xc2io) and a lower part (2100) extending upstream of said reference plane and in which the two propellers (223, 224) extend at adjacent the trailing edge (212) of the annular wing at the lower portion (2100) of the annular wing (210) and in the vicinity of the leading edge (211) of the annular wing at the level of the upper portion (2101) of said annular flange.
7. Dispositif selon la revendication 5 ou 6, dans lequel des parties inférieure et supérieure (2200, 2201) de l'aile annulaire (210) présentent un profil cambré portant tandis que des parties latérales (2202, 2203) de l'aile annulaire (210) présentent un profil droit symétrique. 7. Device according to claim 5 or 6, wherein lower and upper portions (2200, 2201) of the annular flange (210) have a bearing arch profile while side portions (2202, 2203) of the annular wing. (210) have a symmetrical straight profile.
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