FR2902756A1

FR2902756A1 - Aircraft`s negative lifting system, has actuators connected to lower surface of movable element for displacing element between rest and braking configuration positions, where element forms leading edge slat of wing in rest position

Info

Publication number: FR2902756A1
Application number: FR0652569A
Authority: FR
Inventors: Richard Wilby
Original assignee: Airbus SAS
Current assignee: Airbus SAS
Priority date: 2006-06-21
Filing date: 2006-06-21
Publication date: 2007-12-28
Anticipated expiration: 2026-06-21
Also published as: FR2902756B1

Abstract

The system has a movable element (10) mounted on a leading edge of a wing of an aircraft, and two actuators (11, 12) i.e. electric or electromagnetic actuator, connected to a lower surface of the element (10) for displacing the element between rest and braking configuration positions. The element forms a leading edge slat of the wing in rest position and is placed above the edge in a manner to have a concave braking surface with respect to an air incident flow. The leading edge slat is plated against the leading edge of the wing.

Description

SYSTEME DE DEPORTANCE AU SOL D'UN AEROPLANE ET AEROPLANE COMPORTANT UN TELSYSTEM FOR DEPORTING THE GROUND OF AN AIRCRAFT AND AEROPLANE COMPRISING SUCH A

SYSTEMESYSTEM

La présente invention concerne un système de déportance au sol d'un aéroplane, une aile d'aéroplane équipée d'un tel système et un aéroplane comportant de telles ailes. On connaît des dispositifs permettant de réduire la distance de freinage d'un avion sur des surfaces d'atterrissage rendues difficiles, par exemple, par la présence de glace, de particules (sables, ...) ou de débris, ou encore lorsqu'elles sont humides. Une solution couramment employée lorsque les roues d'un avion perdent de l'adhésion au sol consiste en la mise en oeuvre d'un système lo d'inversion de poussée. Bien qu'un tel système soit très efficace, les inverseurs de poussée s'avèrent complexes. lls ajoutent de plus un poids important à l'aile d'un avion équipée de tels dispositifs. Or, les impératifs économiques poussent à diminuer davantage le poids total des avions de ligne de manière à réduire la consommation de is kérosène. Par ailleurs, la qualité d'exécution du freinage est étroitement liée au moteur. Un problème de moteur peut provoquer une asymétrie de poussée des moteurs, et par conséquent des risques d'excursion latérale de la piste d'atterrissage. 20 D'autres dispositifs susceptibles de générer une traînée ont été proposés tels que des parachutes ou des aérofreins. Toutefois, le parachute de freinage doit être récupéré sur le tarmac après déploiement, reconditionné manuellement et replacé dans son logement à bord de l'avion en vue d'un prochain vol. Le conditionnement du parachute est un procédé complexe et le parachute n'est donc pas pratique à utiliser. Les aérofreins, quant à eux, sont de larges panneaux rectangulaires montés sur la partie supérieure de l'aile d'un avion qui sont dressés quasiment en position verticale lors de l'atterrissage pour augmenter la résistance de l'avion. Néanmoins, la forme de ces panneaux, ainsi que leurs dimensions réduites, limitent la résistance aérodynamique et l'efficacité de déportance au sol de tels aérofreins. On connaît, par ailleurs, d'autres surfaces de contrôle de l'avion, les ia systèmes hypersustentateurs. Ces systèmes sont des surfaces qui peuvent être braquées afin de modifier la forme générale et, par suite, les caractéristiques aérodynamiques de l'aile lors des phases de décollage ou d'atterrissage d'un avion. Lorsqu'ils sont déployés, les volets positionnés en bord de fuite de l'aile augmentent la portance de la voilure, tandis que les becs 15 situés au bord d'attaque retarde le phénomène de décrochage. Ce phénomène se caractérise par une diminution brusque de la portance causée par une incidence trop élevée qui occasionne une perte d'altitude importante. L'objectif des becs est de voler à faible vitesse et donc à une incidence élevée, en modifiant la cambrure de la voilure. 20 La Figure 1 montre schématiquement une vue partielle d'un bec de bord d'attaque 1 de l'art antérieur avec son mécanisme de déploiement. Ce mécanisme comporte une unité de contrôle hydraulique qui commande des actionneurs rotatifs 2 placés le long du bord d'attaque 3 de l'aile. Ces actionneurs mécaniques 2 permettent de déplacer vers le bas un bras incurvé 25 4 relié au bec de bord d'attaque 1. Le mouvement du bras 4 est guidé par plusieurs paires de galets 5. Le bec de bord d'attaque 1 peut ainsi être déplacé dans une position partiellement ou totalement déployée en fonction de la phase de vol de l'avion. Le bec de bord d'attaque 1 est placé partiellement au dessous du bord 30 d'attaque 3 de l'aile de l'avion en position déployée. Ces surfaces de contrôle de l'avion et leur mécanisme de déploiement hydraulique correspondant alourdissent considérablement l'avion. II serait donc intéressant de disposer d'un système permettant d'alléger la structure de l'aile d'un avion pour diminuer la consommation en kérosène de ce dernier. The present invention relates to a ground deporting system of an airplane, an airplane wing equipped with such a system and an airplane comprising such wings. Devices are known to reduce the braking distance of an aircraft on landing surfaces made difficult, for example, by the presence of ice, particles (sand, ...) or debris, or when they are wet. A solution commonly used when the wheels of an aircraft lose adhesion to the ground is the implementation of a lo reverse thrust system. Although such a system is very efficient, thrust reversers are complex. They also add significant weight to the wing of an aircraft equipped with such devices. However, economic imperatives push further to reduce the total weight of airliners so as to reduce the consumption of is kerosene. Moreover, the braking performance quality is closely related to the engine. An engine problem can cause thrust asymmetry of the engines, and therefore the risks of lateral excursion of the runway. Other devices capable of generating drag have been proposed such as parachutes or speed brakes. However, the braking parachute must be retrieved from the tarmac after deployment, repacked manually and returned to its accommodation on board the aircraft for a future flight. The parachute conditioning is a complex process and the parachute is not practical to use. The air brakes, meanwhile, are large rectangular panels mounted on the upper part of the wing of an aircraft which are erected almost in a vertical position during landing to increase the resistance of the aircraft. Nevertheless, the shape of these panels, as well as their reduced dimensions, limit the aerodynamic resistance and the effectiveness of deporting the ground of such airbrakes. In addition, other aircraft control surfaces are known, the high lift systems. These systems are surfaces that can be steered in order to modify the general shape and, consequently, the aerodynamic characteristics of the wing during the takeoff or landing phases of an aircraft. When deployed, the flaps positioned at the trailing edge of the wing increase the lift of the wing, while the nozzles 15 located at the leading edge delays the stall phenomenon. This phenomenon is characterized by a sudden decrease in the lift caused by a too high incidence which causes a significant loss of altitude. The objective of the beaks is to fly at a low speed and therefore at a high incidence, by modifying the arch of the wing. Figure 1 shows schematically a partial view of a leading edge slat 1 of the prior art with its deployment mechanism. This mechanism comprises a hydraulic control unit which controls rotary actuators 2 placed along the leading edge 3 of the wing. These mechanical actuators 2 can move down a curved arm 4 connected to the leading edge spout 1. The movement of the arm 4 is guided by several pairs of rollers 5. The leading edge slat 1 can thus be moved to a partially or fully deployed position depending on the flight phase of the aircraft. The leading edge lug 1 is placed partially below the leading edge 3 of the wing of the aircraft in the deployed position. These control surfaces of the aircraft and their corresponding hydraulic deployment mechanism considerably weigh down the aircraft. It would therefore be advantageous to have a system for lightening the structure of the wing of an aircraft to reduce the kerosene consumption of the latter.

L'objectif de la présente invention est donc de proposer un élément de bord d'attaque d'une aile, simple dans sa conception et dans son mode opératoire, compact et pouvant servir de bec de bord d'attaque ou d'aérofrein en fonction de la phase de vol de l'avion. Lorsqu'il est mis en oeuvre en tant que bec de bord d'attaque, il peut être plaqué contre le bord d'attaque de l'aile ou déployé pour former un volet hypersustentateur habituel. Cet élément permet avantageusement de supprimer les inverseurs de poussée ainsi que les spoilers de sol et leur mécanisme d'actionnement respectif puisque ces dispositifs deviennent redondants lorsque l'élément de i0 bord d'attaque est placé dans sa deuxième position au dessus du bord d'attaque de l'aile. Un autre objet de la présente invention est de fournir une aile équipée d'un tel système de déportance au sol afin de détruire la portance sur la surface supérieure entière de l'aile en présentant une surface sensiblement 15 concave au flux d'air incident au dessus et le long du bord d'attaque de cette aile. Or il est bien connu que la portance d'une aile est obtenue en grande partie par l'écoulement laminaire sur l'extrados de l'aile. En supprimant celle-ci, on déporte rapidement l'avion au sol en renforçant l'adhésion des roues au sol pour obtenir un freinage plus efficace et donc une distance de freinage 20 réduite. A cet effet, l'invention concerne un système de déportance au sol d'un aéroplane. Selon l'invention, ce système comprend au moins un élément mobile destiné à être monté sur le bord d'attaque d'une aile d'un aéroplane et au 25 moins un actionneur destiné à être relié à la face inférieure de cet élément mobile pour déplacer ledit élément entre au moins une première position ; dite de repos, où l'élément forme le bec de bord d'attaque de cette aile, celui-ci étant plaqué contre le bord d'attaque de ladite aile, et une deuxième position dite de configuration de freinage où cet élément est placé au-dessus du bord 30 d'attaque de manière à présenter une surface de freinage sensiblement concave par rapport à un écoulement d'air incident. Dans différents modes de réalisation particuliers de ce système de déportance au sol d'un aéroplane, chacun ayant ses avantages particuliers et susceptibles de nombreuses combinaisons techniques possibles: - l'actionneur comporte un bras télescopique, cet actionneur étant apte à effectuer une rotation autour d'un axe passant par son extrémité fixe, l'actionneur est monté de sorte que le bras télescopique étant au moins partiellement déployé, l'élément mobile est placé dans une troisième position dite de configuration hypersustentatrice dans laquelle l'élément mobile est au moins partiellement placé en dessous dudit bord d'attaque pour augmenter la portance de l'aile, - l'actionneur est un actionneur hydraulique, électrique ou Io électromagnétique, De préférence, cet actionneur est un actionneur unique dont une de ses extrémités est susceptible de présenter un mouvement linéaire, ledit actionneur étant par ailleurs apte à réaliser une rotation par rapport à un axe passant par son autre extrémité. 15 l'élément présentant un bord de fuite, ce bord de fuite comporte sur sa face externe au moins une couche de protection, - l'élément mobile est relié de manière pivotante à l'extrémité dudit bras télescopique. L'invention concerne également une aile d'aéroplane équipée d'un 20 système de déportante au sol tel que décrit précédemment. Dans différents modes de réalisation particuliers de cette aile d'aéroplane, chacun ayant ses avantages particuliers et susceptibles de nombreuses combinaisons techniques possibles: - les actionneurs sont montés sur des saillies situées en avant du 25 longeron avant de ladite aile, l'élément mobile présentant un bord de fuite, l'extrémité du bord de fuite est placé à proximité de la partie supérieure du bord d'attaque de ladite aile de sorte que ce dernier coopère avec la face inférieure de cet élément mobile pour former une traînée, 3o - la face inférieure de chaque élément mobile est reliée à deux actionneurs, - l'aile comporte plusieurs éléments mobiles accolés sur son bord d'attaque pour former une surface de traînée sensiblement continue le long de son bord d'attaque de manière à réduire la portance de la 35 surface supérieure de l'aile. The objective of the present invention is therefore to provide a leading edge element of a wing, simple in its design and in its operating mode, compact and can serve as a leading edge or airbrake depending of the flight phase of the aircraft. When implemented as a leading edge, it may be pressed against the leading edge of the wing or deployed to form a conventional high lift flap. This element advantageously makes it possible to suppress the thrust reversers as well as the ground spoilers and their respective actuating mechanism since these devices become redundant when the leading edge element is placed in its second position above the edge of the plane. wing attack. Another object of the present invention is to provide a wing equipped with such a downforce system to destroy the lift on the entire upper surface of the wing by having a substantially concave surface to the airflow incident to the above and along the leading edge of this wing. Now it is well known that the lift of a wing is obtained in large part by the laminar flow on the extrados of the wing. By eliminating it, the aircraft is quickly deported to the ground by reinforcing the adhesion of the wheels to the ground to obtain a more effective braking and therefore a reduced braking distance. To this end, the invention relates to a system of deporting the ground of an airplane. According to the invention, this system comprises at least one movable element intended to be mounted on the leading edge of a wing of an airplane and at least one actuator intended to be connected to the lower face of this movable element for moving said element between at least a first position; so-called resting, where the element forms the leading edge beak of this wing, the latter being pressed against the leading edge of said wing, and a second so-called braking configuration position where this element is placed at above the leading edge so as to have a substantially concave braking surface with respect to an incident air flow. In various particular embodiments of this system for deporting the ground of an airplane, each having its particular advantages and capable of many possible technical combinations: the actuator comprises a telescopic arm, this actuator being able to rotate around an axis passing through its fixed end, the actuator is mounted so that the telescopic arm is at least partially deployed, the movable element is placed in a third so-called high-lift configuration position in which the movable element is at least partially placed below said leading edge to increase the lift of the wing, - the actuator is a hydraulic actuator, electric or Io electromagnetic, Preferably, this actuator is a single actuator whose one end is likely to present a linear movement, said actuator being otherwise capable of rotating rt to an axis passing through its other end. The element having a trailing edge, this trailing edge has on its outer face at least one protective layer, - the movable element is pivotally connected to the end of said telescopic arm. The invention also relates to an airfoil wing equipped with a ground deporting system as described above. In various particular embodiments of this airplane wing, each having its particular advantages and capable of many possible technical combinations: the actuators are mounted on projections located in front of the front spar of said wing, the movable element having a trailing edge, the end of the trailing edge is placed near the upper portion of the leading edge of said wing so that the latter cooperates with the lower face of this movable member to form a trail, 3o - la lower face of each movable element is connected to two actuators, the wing comprises a plurality of mobile elements contiguous on its leading edge to form a substantially continuous drag surface along its leading edge so as to reduce the lift of the upper surface of the wing.

L'invention concerne enfin un aéroplane équipé d'ailes telles que décrites précédemment. L'invention sera décrite plus en détail en référence aux dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 représente schématiquement une vue partielle d'un bec de bord d'attaque de l'art antérieur; - la figure 2 est une vue partielle et éclatée d'une aile montrant un système de déportance au sol selon un mode de réalisation particulier de l'invention; i0 - la figure 3 est une vue schématique montrant le mouvement de l'élément mobile de la Figure 2 entre la position dite de configuration hypersustentatrice et la position dite de configuration de freinage; - la figure 4 est une vue de dessus de l'aile de la Fig. 2; - la figure 5 est une représentation schématique et partielle d'un 15 système de déportance au sol selon un autre mode de réalisation de l'invention; The invention finally relates to an airplane equipped with wings as described above. The invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings in which: - Figure 1 shows schematically a partial view of a leading edge nozzle of the prior art; - Figure 2 is a partial and exploded view of a wing showing a ground deportation system according to a particular embodiment of the invention; i0 - Figure 3 is a schematic view showing the movement of the movable member of Figure 2 between the so-called high lift configuration position and the so-called braking configuration position; FIG. 4 is a view from above of the wing of FIG. 2; FIG. 5 is a schematic and partial representation of a ground deportation system according to another embodiment of the invention;

La Figure 2 représente une vue partielle d'une aile d'avion montrant un système de déportance au sol selon un mode de réalisation particulier de 20 l'invention. Le système de déportance est montré en vue éclatée pour faciliter la compréhension de l'invention. Ce système comprend un élément mobile 10 et deux actionneurs 11, 12 reliés à la face inférieure de cet élément mobile 10. Les actionneurs 11, 12 sont montés en rotation sur des saillies 13 situées en avant du longeron avant 25 14 de l'aile de sorte que l'élément mobile 10 dans une première position dite de repos, soit plaqué contre le bord d'attaque de l'aile et forme un bec de bord d'attaque non déployé. L'élément mobile 10 présente une face inférieure ayant une forme sensiblement concave, c'est-à-dire la forme générale d'un bec de bord 30 d'attaque, pour épouser le bord d'attaque de l'aile en position dite de repos. Cet élément mobile 10 peut comporter des nervures de renfort 15 de sa structure. La face inférieure de l'élément mobile 10 présente des points d'attache 16 pour la fixation de l'extrémité libre des actionneurs 11, 12. Ces points d'attache 16 sont placés à proximité du bord d'attaque de l'élément mobile 10, lequel est alors relié de manière pivotante à l'extrémité des actionneurs 11, 12. Les actionneurs 11, 12 permettent de déplacer l'élément mobile 10 entre la position dite de repos et une deuxième position dite de configuration de freinage où l'élément mobile 10 est placé au-dessus du bord d'attaque de l'aile de manière à présenter une surface de freinage sensiblement concave 17 par rapport à un écoulement d'air incident 18 (Figure 3). Lorsque le système de déportance d'un avion, en phase d'atterrissage, est ainsi déployé en position dite de configuration de freinage et que le système de déportance couvre sensiblement la longueur du bord d'attaque de l'aile de l'avion, on obtient une destruction de la portance de la face supérieure de l'aile de l'avion et un plaquage de l'avion au sol. Les actionneurs 11, 12 permettent également de déployer l'élément mobile 10 dans une troisième position, dite de configuration hypersustentatrice. Dans cette configuration, représentée schématiquement à la Figure 3, l'élément mobile 10 est au moins partiellement placé en dessous du bord d'attaque de l'aile pour augmenter la portance de celle-ci. L'élément mobile 10 peut donc jouer des rôles différents en fonction de la phase de vol de l'avion et de l'effet aérodynamique recherché. ll peut ainsi servir de bec de bord d'attaque non déployé, c'est-à-dire plaqué contre le bord d'attaque de l'aile, de dispositif hypersustentateur ou encore d'aérofrein très efficace. Chaque actionneur 11, 12 comportant avantageusement un bras télescopique, l'actionneur 11, 12 est de plus apte à effectuer une rotation autour d'un axe passant par son extrémité fixé aux saillies 13. Les actionneurs 11, 12 peuvent ainsi comprendre un vérin électrique ou électromagnétique couplé à un actionneur rotatif électrique, les deux étant utilisés de concert pour positionner l'élément mobile 10 dans les trois positions précitées. Figure 2 shows a partial view of an aircraft wing showing a grounding system according to a particular embodiment of the invention. The deportation system is shown in exploded view to facilitate the understanding of the invention. This system comprises a movable element 10 and two actuators 11, 12 connected to the lower face of this movable element 10. The actuators 11, 12 are rotatably mounted on projections 13 located in front of the front spar 14 of the airfoil. so that the movable member 10 in a first so-called rest position is pressed against the leading edge of the wing and forms a non-deployed leading edge beak. The movable member 10 has a lower face having a substantially concave shape, i.e. the general shape of a leading edge nozzle, to fit the leading edge of the wing in the so-called rest. This movable element 10 may comprise reinforcing ribs 15 of its structure. The lower face of the movable element 10 has attachment points 16 for fixing the free end of the actuators 11, 12. These attachment points 16 are placed near the leading edge of the movable element 10, which is then pivotally connected to the end of the actuators 11, 12. The actuators 11, 12 can move the movable member 10 between the so-called rest position and a second so-called braking configuration position where the movable element 10 is placed above the leading edge of the wing so as to have a substantially concave braking surface 17 with respect to an incident air flow 18 (FIG. 3). When the deportation system of an aircraft, in the landing phase, is thus deployed in so-called braking configuration position and that the deportation system substantially covers the length of the leading edge of the wing of the aircraft, we obtain a destruction of the lift of the upper face of the wing of the aircraft and a plating of the aircraft on the ground. The actuators 11, 12 also make it possible to deploy the mobile element 10 in a third position, called a high-lift configuration. In this configuration, shown schematically in Figure 3, the movable member 10 is at least partially placed below the leading edge of the wing to increase the lift thereof. The mobile element 10 can therefore play different roles depending on the flight phase of the aircraft and the desired aerodynamic effect. It can thus serve as a leading edge not deployed, that is to say, pressed against the leading edge of the wing, high lift device or very efficient airbrake. Each actuator 11, 12 advantageously comprising a telescopic arm, the actuator 11, 12 is further adapted to rotate about an axis passing through its end fixed to the projections 13. The actuators 11, 12 may thus comprise an electric jack or electromagnetic coupled to an electric rotary actuator, both being used in concert to position the movable member 10 in the three aforementioned positions.

A titre d'exemple, lorsque l'élément mobile 10 doit être positionné dans la troisième position dite de configuration hypersustentatrice, les vérins déplacent linéairement l'élément mobile 10 vers l'extérieur pour l'amener dans le flux d'air incident 18 tandis que les actionneurs rotatifs déplacent angulairement l'élément mobile 10 pour que celui-ci forme l'angle correct par rapport au flux d'air incident 18. Au moment de l'atterrissage, les actionneurs rotatifs déplacent angulairement l'élément mobile 10 déployé pour l'amener dans sa seconde position dite de configuration de freinage, au-dessus du bord d'attaque de l'aile (Fig. 3). Le déplacement de l'élément mobile 10 dans ses deuxième et troisième positions peut être assisté par au moins deux bras rigides 19 tels que des bielles. Ces bras rigides 19 sont par exemple en acier. Ils sont reliés à d'autres points d'attache 20 disposés au niveau du bord de fuite de la face inférieure de l'élément mobile 10. De préférence, dans la deuxième position dite de configuration de freinage, le bord de fuite de l'élément mobile 10 est placé à proximité de la partie supérieure de l'aile de l'avion de sorte que le bord d'attaque coopère avec ladite face inférieure de l'élément mobile 10 pour former une traînée importante. Les bras rigides 19 permettent de maintenir le bord de fuite de l'élément 1s mobile 10 à proximité de la partie supérieure de l'aile de l'avion et évite ainsi que les forces aérodynamiques ne forcent l'élément mobile 10 dans une position de moment de charnière nul. De préférence, la distance séparant l'extrémité du bord de fuite de ladite partie supérieure de l'aile est typiquement inférieure à 1 ou 2 cm. 20 Le bord de fuite comporte avantageusement sur ses faces supérieure et inférieure une couche de protection (non représentée) de manière à éviter d'endommager soit l'élément mobile 10 lui-même, soit la partie supérieure de l'aile de l'avion en raison de leur proximité dans cette position dite de configuration de freinage. Cette couche de protection est, par exemple, une 25 bande de nylon ou de paxolin (marque déposée). La Figure 4 montre une vue de dessus de l'aile d'avion 21 de la Figure 2. Chaque élément mobile 10 est mis en déplacement par deux actionneurs Il, 12 ce qui permet d'assurer une bonne stabilité de l'élément mobile 10 lors de son déploiement. 30 L'aile 21 comporte ainsi plusieurs éléments mobiles 10 dont certains sont accolés le long du bord d'attaque de cette voilure 21 de manière à former une surface de freinage sensiblement continue lorsque ces éléments mobiles 10 sont placés en position dite de configuration de freinage. De préférence, chaque actionneur 11, 12 est relié à une unité de 35 contrôle locale placée au niveau dudit actionneur qu'elle contrôle. Cette unité de contrôle permet d'activer ou non l'alimentation en énergie de l'actionneur en vue de son fonctionnement. Elle peut comprendre de plus des capteurs pour déterminer en temps réel la position de l'actionneur. Ces unités de contrôle sont reliées à une unité centrale de commande 22 par un élément de liaison 23. L'unité centrale 22 est placée dans le fuselage 24 de l'aéroplane. L'élément de liaison 23 est, par exemple, un bus de données à haut débit. Cet élément de liaison 23 assure une communication entre les actionneurs 11, 12 d'une part et entre les actionneurs 11, 12 et l'unité centrale 22 d'autre part. II permet avantageusement de prévenir une torsion in accidentelle d'un élément mobile 10 en cas de dysfonctionnement d'un des deux actionneurs mettant en mouvement l'élément mobile 10. De préférence, lorsqu'un avion atterrit, l'amortisseur oléopneumatique de l'atterrisseur avant est actionné et un signal est émis par un capteur vers l'unité centrale 22. L'unité centrale 22 envoie alors un signal de commande de 15 freinage via l'élément de liaison 23 à chaque unité de contrôle. Ces dernières alimentent alors chaque actionneur 11, 12 correspondant pour positionner celui-ci dans sa deuxième position dite de configuration de freinage au dessus du bord d'attaque de l'aile. Les actionneurs 11, 12 sont, par ailleurs, montés sur des saillies 13 20 situées en avant du longeron avant 14 de la voilure 21, lequel fait partie du caisson de torsion. Un avantage de ce mode de réalisation est la suppression des rails du bec de bord d'attaque de l'art antérieur, ce qui évite la nécessité de percer le longeron avant 14 en vue de l'installation de ces rails. Or il était nécessaire de renforcer ces perçages, ce qui ajoutait encore au poids de 25 l'avion. La Figure 5 montre un système de déportance au sol selon un autre mode de réalisation de l'invention. Dans ce mode de réalisation l'élément mobile 10 (non représenté) est mis en mouvement par un actionneur unique. Cet actionneur est un mécanisme d'entraînement en rotation qui permet à la 30 fois de déployer l'élément mobile dans les deuxième et troisième positions précitées. Cet actionneur comporte une boîte à engrenages 25 entraînés par un double moteur 26, 27. Ces éléments sont montés sur la structure portante du bord d'attaque de la voilure au niveau des attaches de mi-portée de l'élément 35 mobile 10. By way of example, when the movable element 10 is to be positioned in the third so-called high-lift configuration position, the cylinders linearly move the movable element 10 outwardly to bring it into the incident air flow 18 while that the rotary actuators angularly move the movable member 10 so that it forms the correct angle relative to the incident air flow 18. At the time of landing, the rotary actuators angularly move the movable member 10 deployed to bring it into its second braking configuration position, above the leading edge of the wing (Fig. 3). The displacement of the movable element 10 in its second and third positions may be assisted by at least two rigid arms 19 such as connecting rods. These rigid arms 19 are for example steel. They are connected to other attachment points 20 arranged at the trailing edge of the lower face of the movable member 10. Preferably, in the second so-called braking configuration position, the trailing edge of the movable member 10 is placed close to the upper part of the wing of the aircraft so that the leading edge cooperates with said lower face of the movable member 10 to form a significant drag. The rigid arms 19 make it possible to maintain the trailing edge of the movable element 1s 10 close to the upper part of the wing of the airplane and thus prevents the aerodynamic forces from forcing the movable element 10 into a position of rotation. moment of hinge null. Preferably, the distance separating the end of the trailing edge of said upper part of the wing is typically less than 1 or 2 cm. The trailing edge advantageously has on its upper and lower faces a protective layer (not shown) so as to avoid damaging either the movable member 10 itself or the upper part of the wing of the aircraft. because of their proximity in this so-called braking configuration position. This protective layer is, for example, a strip of nylon or paxolin (registered trademark). Figure 4 shows a top view of the aircraft wing 21 of Figure 2. Each movable member 10 is moved by two actuators Il, 12 which ensures a good stability of the movable member 10 during its deployment. The wing 21 thus comprises a plurality of movable elements 10 some of which are contiguous along the leading edge of this wing 21 so as to form a substantially continuous braking surface when these movable elements 10 are placed in the so-called braking configuration position. . Preferably, each actuator 11, 12 is connected to a local control unit placed at said actuator which it controls. This control unit makes it possible to activate or not the energy supply of the actuator with a view to its operation. It may further include sensors to determine in real time the position of the actuator. These control units are connected to a central control unit 22 by a connecting element 23. The central unit 22 is placed in the fuselage 24 of the airplane. The link element 23 is, for example, a high-speed data bus. This connecting element 23 provides communication between the actuators 11, 12 on the one hand and between the actuators 11, 12 and the central unit 22 on the other hand. It advantageously makes it possible to prevent accidental torsion of a mobile element 10 in the event of a malfunction of one of the two actuators setting the moving element 10 in motion. Preferably, when an aircraft lands, the oleopneumatic damper of the The front undercarriage is actuated and a signal is transmitted by a sensor to the central unit 22. The central unit 22 then sends a braking control signal via the connecting element 23 to each control unit. The latter then feed each corresponding actuator 11, 12 to position it in its second so-called braking configuration position above the leading edge of the wing. The actuators 11, 12 are, moreover, mounted on projections 13 located in front of the front spar 14 of the wing 21, which is part of the torsion box. An advantage of this embodiment is the removal of the prior art leading edge lip rails, which avoids the need to drill the front spar 14 for installation of these rails. However, it was necessary to reinforce these holes, which added to the weight of the aircraft. Figure 5 shows a ground deportation system according to another embodiment of the invention. In this embodiment the movable member 10 (not shown) is moved by a single actuator. This actuator is a rotational drive mechanism that both deploys the movable member in the aforementioned second and third positions. This actuator comprises a gear box 25 driven by a double motor 26, 27. These elements are mounted on the bearing structure of the leading edge of the wing at the mid-span attachments of the movable member 10.

L'élément mobile 10 comporte pour sa part un bloc d'embrayage 28 et une unité motrice, telle qu'un solénoïde 29, pour activer cet embrayage. Il comporte de plus de chaque coté de ce bloc d'embrayage 28 une paire d'arbres d'entraînement concentriques 30, 31, une fourche rotative 32, un entraînement par engrenages 33 solidaire de ladite fourche rotative 32. Un rail 34 est relié à l'entraînement par engrenages 33 de sorte qu'une rotation de ce dernier entraîne un déplacement linéaire du rail 34. Pour cela, le rail 34 comprend sur ses surfaces intérieures des éléments de denture destinés à coopérer avec l'entraînement par engrenages 33. Ces rails 34 permettent ~o ainsi de relier de manière connue l'élément mobile 10 au bord d'attaque de la voilure. Toutefois, l'actionneur est intégré aux rails 34 et n'est pas comme dans l'art antérieur un actionneur indépendant de ceux-ci. La fourche rotative 32 comporte à son extrémité des galets de guidage 35 assurant le guidage le long du rail 34. Ces galets 35 permettent également 15 la reprise des efforts aérodynamiques lorsque l'élément mobile 10 est déployé. Des butées peuvent être prévues dans les fourches rotatives 32 pour limiter la course des rails 34 et éviter ainsi tout contact, lors du déploiement de l'élément mobile, avec la structure portante du bord d'attaque de l'aile. 20 The movable member 10 comprises for its part a clutch block 28 and a drive unit, such as a solenoid 29, to activate this clutch. It further comprises on each side of this clutch block 28 a pair of concentric drive shafts 30, 31, a rotary fork 32, a gear drive 33 integral with said rotary fork 32. A rail 34 is connected to the gear drive 33 so that a rotation of the latter causes a linear displacement of the rail 34. For this, the rail 34 comprises on its inner surfaces of the toothing elements intended to cooperate with the gear drive 33. These rails 34 and ~ o thus connect in known manner the movable member 10 to the leading edge of the wing. However, the actuator is integrated with the rails 34 and is not as in the prior art an independent actuator thereof. The rotary fork 32 comprises at its end guide rollers 35 guiding along the rail 34. These rollers 35 also allow the recovery of aerodynamic forces when the movable member 10 is deployed. Stops may be provided in the rotary forks 32 to limit the stroke of the rails 34 and thus avoid any contact, during deployment of the movable member, with the bearing structure of the leading edge of the wing. 20

Claims

A system for deporting the ground of an airplane, characterized in that said system comprises at least one movable element (10) intended to be mounted on the leading edge of a wing of an airplane and at least one actuator (11, 12) to be connected to the underside of said movable member (10) for moving said member (10) between at least a first position; so-called resting, where said element forms the leading edge lip of said wing, the latter being pressed against the leading edge of said wing, and a second so-called braking configuration position where said element (10) is placed above said leading edge so as to have a braking surface (17) substantially concave with respect to an incident airflow (18).

2. System according to claim 1, characterized in that said actuator (11, 12) comprises a telescopic arm, said actuator being adapted to rotate about an axis passing through its fixed end.

3. System according to claim 2, characterized in that said actuator (11, 12) is mounted so that said telescopic arm is at least partially deployed, said movable member (10) is placed in a third so-called high lift position in position. which is at least partially below said leading edge to increase the lift of the wing.

4. System according to claim 2 or 3, characterized in that said actuator (11, 12) is an electric or electromagnetic actuator.

5. System according to any one of claims 2 to 4, characterized in that the movable member (10) is pivotally connected to the end of said telescopic arm.

6. System according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said element (10) having a trailing edge, said trailing edge has on its outer face at least one protective layer.

7. Airplane wing equipped with a ground deportation system according to any one of claims 1 to 6.

8. Wing according to claim 7, characterized in that said actuators (11, 12) are mounted on projections (13) located in front of the front spar (14) of said wing (21).

9. Wing according to claim 7 or 8, characterized in that said movable member (10) having a trailing edge, the end of said trailing edge is placed close to the upper part of said leading edge of said wing ( 21) so that the latter cooperates with said lower face of said movable member (10) to form a drag.

10. Wing according to claim 9, characterized in that the distance separating the end of said trailing edge of said upper portion is less than 1 or 2 cm.

11. Wing according to any one of claims 7 to 10, characterized in that it comprises a plurality of movable elements (10) contiguous on its leading edge to form a substantially continuous drag surface to reduce the lift the upper surface of said wing (21).

12. Wing according to any one of claims 7 to 11, characterized in that the underside of each of said movable elements (10) is connected to. two actuators (11, 12).

13. Airplane equipped with wings according to any one of claims 7 to 12.

14. Airplane according to claim 13, characterized in that each of said wings comprising several actuators (11, 12), each of said actuators (11, 12) is connected to a local control unit, said control units being connected to a central control unit (22) placed in the fuselage (24) of said airplane.