FR3135701A1

FR3135701A1 - AIRCRAFT AND COMPRESSOR

Info

Publication number: FR3135701A1
Application number: FR2204656A
Authority: FR
Inventors: Angel AGUIRRE Miguel; Andrew Turnbull; Sébastien DUPLAA; Xavier CARBONNEAU
Original assignee: Safran SA; Institut Superieur de lAeronautique et de lEspace
Current assignee: Safran SA; Institut Superieur de lAeronautique et de lEspace
Priority date: 2022-05-17
Filing date: 2022-05-17
Publication date: 2023-11-24

Abstract

AERONEF ET COMPRESSEUR La présente invention concerne un aéronef (1) avec un fuselage (2) et une aile (4) s’étendant depuis le fuselage (2), l’aéronef (1) étant pourvu d’une ailette (10) au voisinage de l’emplanture de l’aile (4) sur le fuselage (2), l’ailette (10) s’étendant depuis le fuselage (2) sensiblement parallèlement à la corde (C) de l’aile (4). L’invention concerne également un compresseur avec une ailette s’étendant depuis une virole parallèlement à la corde d’une aube. (Figure à publier avec l'abrégé : Figure 4)AIRCRAFT AND COMPRESSOR The present invention relates to an aircraft (1) with a fuselage (2) and a wing (4) extending from the fuselage (2), the aircraft (1) being provided with a fin (10) at the vicinity of the root of the wing (4) on the fuselage (2), the fin (10) extending from the fuselage (2) substantially parallel to the chord (C) of the wing (4). The invention also relates to a compressor with a fin extending from a shroud parallel to the chord of a blade. (Figure to be published with the abstract: Figure 4)

Description

AIRCRAFT AND COMPRESSOR

La présente demande concerne le domaine de l’aéronautique et plus particulièrement l’écoulement de l’air dans des zones de coin entre deux surfaces de guidage de l’air, comme au voisinage de l’emplanture de l’aile sur le fuselage ou aux extrémités d’une aube de turboréacteur.The present application concerns the field of aeronautics and more particularly the flow of air in corner zones between two air guiding surfaces, such as in the vicinity of the wing root on the fuselage or at the ends of a turbojet blade.

Prior art

Le flux d’air qui s’écoule le long du fuselage tend à se décoller du fuselage au niveau de la jonction des ailes au fuselage (l’emplanture). Les variations brutales ou anguleuses de géométrie créent à cet endroit des gradients de pressions qui encouragent ce décollement. Un tourbillon en « fer à cheval » vient entourer l’aile.The air flow which flows along the fuselage tends to separate from the fuselage at the junction of the wings to the fuselage (the root). Sudden or angular variations in geometry create pressure gradients at this location which encourage this separation. A “horseshoe” tourbillon surrounds the wing.

Ce tourbillon est à l’origine d’une perte de portance au voisinage du fuselage et une augmentation de la traînée.This vortex causes a loss of lift near the fuselage and an increase in drag.

Pour « adoucir » cette géométrie, il est connu de prévoir un carénage de raccordement (ou Karman) entre le fuselage et la voilure.To “soften” this geometry, it is known to provide a connecting fairing (or Karman) between the fuselage and the wing.

Une autre technique connue est de prévoir un trou dans le fuselage en amont de l’aile pour créer une dépression qui recolle le flux d’air au fuselage.Another known technique is to provide a hole in the fuselage upstream of the wing to create a depression which connects the air flow to the fuselage.

Enfin, des irrégularités sur le bord d’attaque de l’aile au voisinage de l’emplanture ont démontré leur intérêt. Il s’agit de pièces rapportées sur l’aile et présentant une pointe (« slat tip ») qui crée un tourbillon entre la pointe et le fuselage. Ce tourbillon vise à maintenir l’écoulement « attaché » à l’aile au voisinage du fuselage.Finally, irregularities on the leading edge of the wing near the root demonstrated their interest. These are parts attached to the wing and having a tip (“slat tip”) which creates a whirlwind between the tip and the fuselage. This vortex aims to keep the flow “attached” to the wing in the vicinity of the fuselage.

Ces systèmes présentent des limites car lorsque l’incidence du flux sur l’aile (ou l’assiette de l’avion) est forte, le décollement est inévitable, les gradients de pression étant supérieurs à ce que peuvent supporter les solutions existantes.These systems have limits because when the impact of the flow on the wing (or the attitude of the aircraft) is strong, separation is inevitable, the pressure gradients being greater than what existing solutions can support.

La même problématique se présente dans un compresseur de turbomachine, au niveau de la tête ou du pied d’une aube, à sa jonction avec un support (virole, moyeu, carter, etc.).The same problem arises in a turbomachine compressor, at the head or root of a blade, at its junction with a support (shell, hub, casing, etc.).

La présente invention a pour objectif de proposer une conception d’une jonction d’une aile/aube en saillie d’une surface / d’un fuselage, la conception garantissant une faible traînée même à forte incidence.The present invention aims to propose a design for a junction of a wing/blade projecting from a surface/fuselage, the design guaranteeing low drag even at high incidence.

L’invention porte sur un aéronef comprenant un fuselage définissant une direction longitudinale et une aile s’étendant depuis le fuselage transversalement à la direction longitudinale, l’aéronef étant remarquable en ce qu’il est pourvu d’une ailette au voisinage de l’emplanture de l’aile sur le fuselage, l’ailette s’étendant depuis le fuselage sensiblement parallèlement à la corde de l’aile.The invention relates to an aircraft comprising a fuselage defining a longitudinal direction and a wing extending from the fuselage transversely to the longitudinal direction, the aircraft being remarkable in that it is provided with a fin in the vicinity of the wing root on the fuselage, the fin extending from the fuselage substantially parallel to the wing chord.

Une telle ailette crée un tourbillon qui est de sens opposé au tourbillon de base qui se développe naturellement au niveau l’emplanture. Ainsi, contrairement aux solutions existantes, l’amélioration n’est pas ici recherchée du côté de la minimisation du décollement mais vise à rechercher une annulation tourbillonnaire. Le tourbillon naturel qui résulte du décollement est contré par un tourbillon de sens inverse. Cette technique n’est pas impactée par l’incidence de l’aile et son efficacité n’est donc pas détériorée pour les fortes incidences. Le tourbillon contrarotatif est au contraire encouragé par les fortes incidences.Such a fin creates a vortex which is in the opposite direction to the basic vortex which naturally develops at the root. Thus, unlike existing solutions, the improvement is not sought here in terms of minimizing separation but aims to seek vortex cancellation. The natural vortex which results from the separation is countered by a vortex in the opposite direction. This technique is not impacted by the angle of attack of the wing and its effectiveness is therefore not deteriorated at high angles of attack. The counter-rotating vortex is on the contrary encouraged by the strong incidences.

L’ailette apporte de la traînée mais la diminution de traînée globale obtenue par l’annulation tourbillonnaire est bien supérieure à la traînée additionnelle rajoutée par la présence de l’ailette.The fin provides drag but the overall reduction in drag obtained by vortex cancellation is much greater than the additional drag added by the presence of the fin.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’aile comprend un bord d’attaque et l’ailette s’étend depuis le bord d’attaque. Ainsi, le tourbillon de sens contraire se forme au même endroit où le tourbillon naturel commence à se former.According to an advantageous embodiment of the invention, the wing comprises a leading edge and the fin extends from the leading edge. Thus, the vortex in the opposite direction forms at the same place where the natural vortex begins to form.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’aile comprend un extrados et un intrados et l’ailette est disposée au-dessus de l’extrados de l’aile.According to an advantageous embodiment of the invention, the wing comprises an extrados and an intrados and the fin is arranged above the extrados of the wing.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’extrados et l’intrados définissent une épaisseur maximale de l’aile et l’ailette est agencée à une distance de l’extrados comprise entre 1 et 5 fois l’épaisseur maximale.According to an advantageous embodiment of the invention, the upper surface and the lower surface define a maximum thickness of the wing and the fin is arranged at a distance from the upper surface of between 1 and 5 times the maximum thickness.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’ailette est biseautée en son amont. Cet agencement permet de créer un tourbillon concentré (à la façon des voilures delta).According to an advantageous embodiment of the invention, the fin is beveled upstream. This arrangement makes it possible to create a concentrated whirlpool (like delta blades).

Selon un mode avantageux de l’invention, le biseau s’étend sur 70 à 100% de la longueur de l’ailette.According to an advantageous embodiment of the invention, the bevel extends over 70 to 100% of the length of the fin.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’ailette a une largeur maximale comprise entre 5 et 20 cm. Cette valeur correspond à l’épaisseur de la couche limite pour des aéronefs commerciaux. Une ailette plus large serait plus encombrante et/ou plus lourde sans présenter un avantage supplémentaire.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin has a maximum width of between 5 and 20 cm. This value corresponds to the thickness of the boundary layer for commercial aircraft. A wider fin would be more bulky and/or heavier without presenting any additional advantage.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’ailette a une longueur comprise entre 1 et 10 fois sa largeur. La longueur (approximativement la corde) de l’ailette peut être comprise entre 30% et 100% de la corde de l’aile.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin has a length of between 1 and 10 times its width. The length (approximately the chord) of the wing can be between 30% and 100% of the wing chord.

Selon un mode avantageux de l’invention, l’aéronef comprend une ailette secondaire en aval de l’aile.According to an advantageous embodiment of the invention, the aircraft comprises a secondary fin downstream of the wing.

L’invention a également trait à un compresseur de turbomachine comprenant une virole interne ou externe depuis laquelle s’étend une aube, remarquable en ce qu’une ailette est disposée au voisinage de l’emplanture de l’aube sur la virole, l’ailette s’étendant depuis la virole sensiblement parallèlement à la corde de l’aube.The invention also relates to a turbomachine compressor comprising an internal or external shroud from which a blade extends, remarkable in that a fin is arranged in the vicinity of the root of the blade on the shroud, the fin extending from the shroud substantially parallel to the chord of the blade.

De cette façon, un tourbillon est généré par l’ailette en sens opposé au tourbillon naturel en fer à cheval. Le tourbillon résultant de la présence de l’ailette est d’autant plus grand que l’incidence est importante et l’annulation tourbillonnaire est donc garantie indépendamment de l’incidence. La diminution de traînée par cette annulation tourbillonnaire est bien supérieure à la traînée additionnelle rajoutée par la présence de l’ailette.In this way, a vortex is generated by the fin in the opposite direction to the natural horseshoe vortex. The vortex resulting from the presence of the fin is greater as the incidence is greater and the vortex cancellation is therefore guaranteed independently of the incidence. The reduction in drag by this vortex cancellation is much greater than the additional drag added by the presence of the fin.

L’invention a également pour avantage d’être simple, légère, économique et adaptable aux avions existants, car elle ne requiert pas de modification substantielle d’une aile ou d’un fuselage standard.The invention also has the advantage of being simple, light, economical and adaptable to existing aircraft, because it does not require substantial modification of a standard wing or fuselage.

représente un aéronef selon l’invention ; represents an aircraft according to the invention;

représente un tourbillon en fer à cheval ; represents a horseshoe swirl;

illustre une vue isométrique d’un tourbillon en aval d’une aile ; illustrates an isometric view of a vortex downstream of a wing;

illustre une vue isométrique d’une aile avec une ailette ; illustrates an isometric view of a wing with a fin;

montre une vue agrandie d’une portion de la ; shows an enlarged view of a portion of the ;

montre une alternative, vue en coupe ; shows an alternative, sectional view;

représente le même concept adapté à un stator de compresseur. represents the same concept adapted to a compressor stator.

detailed description

Les figures représentent les éléments de manière schématique. Certaines dimensions peuvent être exagérées afin de faciliter la lecture des dessins.The figures represent the elements schematically. Some dimensions may be exaggerated to make the drawings easier to read.

L’amont et l’aval s’entendent dans le sens d’écoulement d’un flux aérodynamique. La direction longitudinale est la direction de plus grande dimension de l’aéronef, i.e. parallèle au fuselage (correspond à l’axe X de la ). La direction transversale (axe Y de la ) est perpendiculaire au fuselage et horizontale lorsque l’aéronef est au sol.Upstream and downstream are understood in the direction of flow of an aerodynamic flow. The longitudinal direction is the direction of largest dimension of the aircraft, ie parallel to the fuselage (corresponds to the X axis of the ). The transverse direction (Y axis of the ) is perpendicular to the fuselage and horizontal when the aircraft is on the ground.

Il est entendu que des modes de réalisation particuliers de l’invention sont dessinés mais que les figures ne limitent en rien l’étendue de protection qui est seulement dictée par les revendications.It is understood that particular embodiments of the invention are drawn but that the figures in no way limit the scope of protection which is only dictated by the claims.

Aussi, chaque élément de chaque figure peut être combiné avec chaque autre élément de chaque autre figure selon toutes les combinaisons techniquement possibles.Also, each element of each figure can be combined with each other element of each other figure according to all technically possible combinations.

La présente un aéronef 1. Celui-ci est composé d’un fuselage 2 et de deux ailes 4, fixes par rapport au fuselage 2. Pour simplifier la compréhension de l’invention, dans la suite des figures, l’aile 4 de l’avion est représentée comme s’étendant selon l’axe Y mais il est entendu que l’aile a une direction transversale quelconque par rapport à l’axe X et peut notamment former un angle allant jusqu’à 45° avec la direction X.There presents an aircraft 1. This is composed of a fuselage 2 and two wings 4, fixed relative to the fuselage 2. To simplify the understanding of the invention, in the following figures, the wing 4 of the aircraft is represented as extending along the Y axis but it is understood that the wing has any transverse direction relative to the X axis and can in particular form an angle of up to 45° with the X direction.

En référence à la , et comme évoqué plus haut, lorsque l’aéronef 1 évolue dans son milieu (l’air), le fuselage 2 et les ailes 4 « voient » un écoulement (relatif) d’air 6. Au voisinage de l’emplanture de l’aile 4 sur le fuselage 2, des variations locales importantes de pression donnent lieu à un tourbillon en fer à cheval 8.In reference to the , and as mentioned above, when the aircraft 1 evolves in its environment (the air), the fuselage 2 and the wings 4 “see” a (relative) flow of air 6. In the vicinity of the root of the wing 4 on fuselage 2, significant local variations in pressure give rise to a horseshoe vortex 8.

La montre une autre vue isométrique de l’aile avec le tourbillon 8, et une ligne d’écoulement qui illustre la façon dont ce tourbillon est formé.There shows another isometric view of the wing with vortex 8, and a flow line that illustrates how this vortex is formed.

La illustre une première mise en œuvre de l’invention dans laquelle une ailette 10 est disposée au voisinage de l’emplanture. L’ailette 10 est ici accolée à l’aile 4 mais ceci n’est pas indispensable.There illustrates a first implementation of the invention in which a fin 10 is arranged in the vicinity of the root. The fin 10 is here attached to the wing 4 but this is not essential.

L’ailette 10 génère un tourbillon 12 qui est de sens opposé mais de même intensité environ que le tourbillon 8. Ces deux tourbillons 8, 12, s’annulent l’un l’autre. La présence de l’ailette 10 est une source de traînée supplémentaire pour l’aéronef, mais l’annulation tourbillonnaire permet un gain de traînée bien supérieur à celui rajouté par l’ailette 10. L’annulation tourbillonnaire permet également de rétablir une bonne portance au voisinage de l’emplanture.The fin 10 generates a vortex 12 which is in the opposite direction but of approximately the same intensity as the vortex 8. These two vortices 8, 12 cancel each other out. The presence of the fin 10 is an additional source of drag for the aircraft, but the swirl cancellation allows a gain in drag much greater than that added by the fin 10. The swirl cancellation also makes it possible to restore good lift near the root.

La est une vue agrandie de la partie entourée en pointillés sur la , se focalisant sur l’ailette 10.There is an enlarged view of the part circled in dotted lines on the , focusing on fin 10.

Dans cet exemple, l’ailette 10 est biseautée. Un biseau 10.1 forme la partie amont de l’ailette 10 pour faciliter la pénétration de l’aéronef 1 dans l’air, ou, vu autrement, pour faciliter l’écoulement de l’air le long de l’ailette 10. Le biseau 10.1 peut constituer environ 70% de la longueur L de l’ailette 10. Le biseau 10.1 peut être rectiligne, ou à l’inverse être incurvé, voire ondulé.In this example, fin 10 is beveled. A bevel 10.1 forms the upstream part of the fin 10 to facilitate the penetration of the aircraft 1 into the air, or, seen otherwise, to facilitate the flow of air along the fin 10. The bevel 10.1 can constitute approximately 70% of the length L of the fin 10. The bevel 10.1 can be rectilinear, or conversely be curved, or even wavy.

Alternativement, l’ailette peut être rectangulaire (vue de dessus).Alternatively, the fin can be rectangular (viewed from above).

La longueur L de l’ailette (ou sa corde) peut être comprise entre 1 et 10 fois sa largeur W. La longueur L ou corde de l’ailette peut être par exemple comprise entre 30% et 70% de la corde de l’aile 4 (notée C sur la ).The length L of the fin (or its chord) can be between 1 and 10 times its width W. The length L or chord of the fin can for example be between 30% and 70% of the chord of the fin. wing 4 (noted C on the ).

L’épaisseur de l’ailette peut être négligeable (de l’ordre de quelques millimètres). L’ailette 10 peut être sensiblement plane et avoir des faces supérieure et inférieure parallèles, ou elle peut présenter un extrados (face supérieure) et un intrados (face inférieure).The thickness of the fin can be negligible (of the order of a few millimeters). The fin 10 may be substantially planar and have parallel upper and lower faces, or it may have an extrados (upper face) and an intrados (lower face).

L’ailette peut venir au contact du bord d’attaque 4.3 de l’aile 4. Cela permet notamment de contrer le tourbillon 8 dès l’endroit où il commence à se former.The winglet can come into contact with the leading edge 4.3 of the wing 4. This makes it possible in particular to counter the vortex 8 from the point where it begins to form.

L’ailette peut avoir une largeur maximale au niveau du contact avec l’aile. La largeur de l’ailette peut être d’environ 5 à 20 cm, correspondant à la couche limite de l’écoulement le long du fuselage 2.The fin can have a maximum width at the level of contact with the wing. The width of the fin can be about 5 to 20 cm, corresponding to the boundary layer of the flow along the fuselage 2.

La forme de l’ailette 10 peut être optimisée pour générer un tourbillon 12 maximal lorsque l’incidence de l’écoulement sur l’ailette 10 a une valeur conventionnelle maximale (par correspondant à l’assiette de montée de 15° ou 30°). En croisière (faible incidence de l’écoulement sur l’aile), l’ailette ne génère pas de tourbillon.The shape of the fin 10 can be optimized to generate a maximum swirl 12 when the incidence of the flow on the fin 10 has a maximum conventional value (corresponding to the rise attitude of 15° or 30°) . In cruise (low incidence of the flow on the wing), the fin does not generate a vortex.

Dans un mode de réalisation non illustré, une ailette secondaire peut être pourvue en aval de l’aile 4 au contact (ou non) du bord de fuite 4.4 pour maximiser le tourbillon 12.In an embodiment not illustrated, a secondary fin can be provided downstream of the wing 4 in contact (or not) with the trailing edge 4.4 to maximize the swirl 12.

La illustre un second mode de réalisation. L’aile 4 et l’ailette 10 sont représentées en coupe dans un plan (x,z) au voisinage de l’emplanture. On y observe notamment, l’extrados 4.1, l’intrados 4.2, le bord d’attaque 4.3 et le bord de fuite 4.4. La corde C est la ligne qui relie le bord d’attaque 4.3 au bord de fuite 4.4. L’épaisseur e de l’aile est la distance maximale (perpendiculairement à la corde) entre l’extrados 4.1 et l’intrados 4.2.There illustrates a second embodiment. The wing 4 and the fin 10 are shown in section in a plane (x,z) in the vicinity of the root. We observe in particular the extrados 4.1, the intrados 4.2, the leading edge 4.3 and the trailing edge 4.4. Chord C is the line that connects leading edge 4.3 to trailing edge 4.4. The thickness e of the wing is the maximum distance (perpendicular to the chord) between the upper surface 4.1 and the lower surface 4.2.

Dans cet exemple, l’ailette 10 est disposée au-dessus de l’aile 4, à une distance h entre 1 et 5 fois l’épaisseur e de l’aile. L’ailette 10 peut être plane ou avoir un profil sensiblement parallèle à la courbure de l’extrados 4.1. La valeur de h peut être constante sur toute la longueur de l’ailette ou varier : l’ailette peut se rapprocher de l’aile vers l’aval (ou l’inverse).In this example, the fin 10 is arranged above the wing 4, at a distance h between 1 and 5 times the thickness e of the wing. The fin 10 can be flat or have a profile substantially parallel to the curvature of the upper surface 4.1. The value of h can be constant over the entire length of the fin or vary: the fin can approach the wing downstream (or vice versa).

L’ailette 10 peut ici avoir la même forme et les mêmes proportions en dimension que celle discutée en rapport avec les figures 4 et 5 ci-dessus.The fin 10 can here have the same shape and the same dimensional proportions as that discussed in connection with Figures 4 and 5 above.

Puisque dans ce cas l’ailette 10 « voit » un flux sans incidence (le flux au niveau de l’ailette 10 est parallèle à l’ailette 10 à cause de l’action de l’aile 4), il peut être judicieux de prévoir un mécanisme de pivotement de l’ailette 10 pour lui « infliger » une incidence semblable à celle de l’aile 4.Since in this case the fin 10 “sees” a flow without incidence (the flow at the level of the fin 10 is parallel to the fin 10 because of the action of the wing 4), it may be wise to provide a pivoting mechanism for the fin 10 to “inflict” on it an incidence similar to that of the wing 4.

Dans un mode de réalisation non illustré, l’aéronef est pourvu à la fois d’une ailette 10 en amont de l’aile ( ) et d’une ailette 10 au-dessus de l’aile ( ).In a non-illustrated embodiment, the aircraft is provided with both a fin 10 upstream of the wing ( ) and a fin 10 above the wing ( ).

Dans un mode de réalisation non illustré, l’ailette 10 peut être mobile, notamment en pivotement autour d’un axe transversal (parallèle à y). Ceci permet notamment d’augmenter l’incidence de l’écoulement sur l’ailette 10 et de favoriser le tourbillon, même lorsque l’assiette de l’aéronef est moindre (voire nulle).In an embodiment not illustrated, the fin 10 can be mobile, in particular pivoting around a transverse axis (parallel to y). This makes it possible in particular to increase the incidence of the flow on the fin 10 and to promote vortexing, even when the attitude of the aircraft is less (or even zero).

La illustre le même concept que l’invention décrite ci-dessus mais appliqué au contexte d’un écoulement d’air interne à une turbomachine. Un compresseur de turboréacteur comprend généralement une alternance d’aubes tournantes (roues mobiles) et d’aubes fixes (stator). Les aubes sont supportées par exemple par des moyeux, des viroles ou des carters. Les phénomènes aérodynamiques à la jonction entre l’aube et son support sont semblables à ceux décrit plus haut à l’emplanture de l’aile.There illustrates the same concept as the invention described above but applied to the context of an internal air flow in a turbomachine. A turbojet compressor generally includes an alternation of rotating blades (moving wheels) and fixed blades (stator). The blades are supported for example by hubs, ferrules or casings. The aerodynamic phenomena at the junction between the blade and its support are similar to those described above at the wing root.

La illustre une aube 104 s’étendant depuis un support, par exemple une virole interne 102. Une ailette 110 peut être agencé à l’amont de l’aube 104 au niveau de son bord d’attaque (similairement aux figures 4 et 5).There illustrates a blade 104 extending from a support, for example an internal shroud 102. A fin 110 can be arranged upstream of the blade 104 at its leading edge (similarly to Figures 4 and 5).

Il est ainsi possible de contrebalancer le tourbillon en fer à cheval qui entoure le pied de l’aube 104.It is thus possible to counterbalance the horseshoe whirlpool which surrounds the foot of blade 104.

Dans une alternative non illustrée, l’ailette 110 est disposée à distance et parallèlement à l’extrados de l’aube 104 (similairement à la ).In an alternative not illustrated, the fin 110 is arranged at a distance and parallel to the upper surface of the blade 104 (similarly to the ).

L’ailette 110 peut présenter les mêmes aspects que ceux discutés plus haut pour l’ailette 10 : biseau, dimensions relatives à la corde de l’aile/l’aube, une ailette secondaire en bord de fuite, une ailette à la fois en bord d’attaque et parallèle à l’extrados, etc.The fin 110 can have the same aspects as those discussed above for the fin 10: bevel, dimensions relating to the chord of the wing/the blade, a secondary fin at the trailing edge, one fin at the same time in leading edge and parallel to the upper surface, etc.

Il est entendu que l’homme du métier saura adapter la géométrie et la position de l’ailette 110 en fonction de l’ordre de grandeur de l’aéronef, de l’aile, ou de l’aube en question.It is understood that those skilled in the art will be able to adapt the geometry and position of the fin 110 according to the order of magnitude of the aircraft, the wing, or the blade in question.

Claims

Aircraft (1) comprising a fuselage (2) defining a longitudinal direction (x) and a wing (4) extending from the fuselage (2) transversely to the longitudinal direction (x), the aircraft (1) being characterized in that it is provided with a fin (10) in the vicinity of the root of the wing (4) on the fuselage (2), the fin (10) extending from the fuselage (2) substantially parallel to the chord (C) of the wing (4).

Aircraft (1) according to claim 1, characterized in that the wing (4) comprises a leading edge (4.3) and the fin (10) extends from the leading edge (4.3).

Aircraft (1) according to claim 1, characterized in that the wing (4) comprises an extrados (4.1) and an intrados (4.2) and the fin (10) is arranged above the extrados (4.1) of the wing (4).

Aircraft (1) according to claim 3, characterized in that the upper surface (4.1) and the lower surface (4.2) define a maximum thickness (e) of the wing (4) and the fin (10) is arranged at a distance (h) from the extrados (4.1) of between 1 and 5 times the maximum thickness (e).

Aircraft (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the fin (10) is beveled upstream.

Aircraft (1) according to claim 5, characterized in that the bevel (10.1) extends over 70 to 100% of the length (L) of the fin (10).

Aircraft (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the fin (10) has a maximum width (W) of between 5 and 20 cm.

Aircraft (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the fin (10) has a length (L) of between 1 and 10 times its width (W).

Aircraft (1) according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a secondary fin downstream of the wing (4).

Turbomachine compressor comprising an internal or external shroud (102) from which a blade (104) extends, characterized in that a fin (110) is arranged in the vicinity of the root of the blade (104) on the ferrule (102), the fin (110) extending from the ferrule (102) substantially parallel to the chord (C) of the blade.