EP1765669A1 - Avion multimoteur - Google Patents

Avion multimoteur

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Publication number
EP1765669A1
EP1765669A1 EP05783890A EP05783890A EP1765669A1 EP 1765669 A1 EP1765669 A1 EP 1765669A1 EP 05783890 A EP05783890 A EP 05783890A EP 05783890 A EP05783890 A EP 05783890A EP 1765669 A1 EP1765669 A1 EP 1765669A1
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EP
European Patent Office
Prior art keywords
fuselage
channel
tail
stabilizers
longitudinal plane
Prior art date
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Ceased
Application number
EP05783890A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Olivier Cazals
Jaime Genty De La Sagne
Denis Sandoz Thierry RITTINGHAUS
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP1765669A1 publication Critical patent/EP1765669A1/fr
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • 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
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to a multi-engine aircraft and more particularly, although not exclusively, an aircraft equipped with three engines, two of which are respectively associated with the fuselage wings symmetrically with respect to the vertical longitudinal plane thereof and the third of which is provided. at the tail of the fuselage at the level of rear empennages.
  • Aircraft equipped with three engines having the architecture summarized above are already known, such as Lockheed L101 1 and McDonnell Douglas DC-10 or MD-1 1.
  • the third engine is located structurally and geometrically between the horizontal stabilizer and the vertical empennage of which it carries the drift.
  • These aircrafts whose design dates back to the 1970s and some of which are still in service, are equipped with powerful engines to ensure long-haul connections but which generate due to their design time a high noise and high fuel consumption.
  • the noise generated by the third engine is particularly troublesome for the passengers located at the back of the cabin, as well as for the residents of the airports when the aircraft is in the landing or take-off phase, since, by the em ⁇ placement of this third engine, the noise is spread all around the rear part of the fuselage.
  • this architecture has been gradually abandoned to make way for a simpler architecture of the twin-jet type resulting in equal performance.
  • airliners are for the most part made with a two-engine architecture such as jet engines. tors, borne symmetrically and respectively by the wings of the fuselage. Thanks to the technical progress that has made it possible to develop particularly powerful and efficient turbojets, these twin-engine jets can perform not only short and medium-haul flights, but the largest of them are also certified for long-haul flights. safely despite the use of two motors and even despite a malfunction of one of them.
  • the multi-engine airplane comprising at least two first engines and a third engine which is provided at the level of the tail of the fuselage, which comprises the rear tail units, according to the longitudinal longitudinal plane of symmetry of the fuselage, said rear stabilizers defining a channel, symmetrical with respect to said longitudinal plane of the fuselage, and said third motor being arranged in the plane of symé ⁇ trie said channel corresponding to said longitudinal plane and being mounted on the upper part of said fuselage elevated and in front of said outlets, so that the output of this third motor is sensitive ⁇ ment to the input of said channel defined by said empennages, is remarkable in that said two first motors are associated with the fuse ⁇ wings respectively symmetrically by longitudinal plane verti ⁇ cal of symmetry of the latter, in that said rear empennages define the said channel comprise a horizontal stabilizer stabilized stabilizers, and in that said stabilizers horizontal stabilizer are slightly inclined symmetrically towards the rear of said fuselage to form,
  • the design of the rear stabilizers and the arrangement of the third engine at the entrance of the channel considerably reduces the previous acoustic problems, since the noise generated by the third engine of the fuselage is sucked by the channel to evacuate along it, up far from the fuselage, that is to say far from the passengers located at the back of the cabin and a fortiori of residents of the airports.
  • the generated noise is thus masked by the rear stabilizers of the fuselage which constitute an acoustic screen.
  • the invention partly eliminates problems related to noise pollution, it is possible to return to a three-engine architecture and then to design aircraft advantageously equipped with dimensionally smaller wing engines, which are therefore less heavy and less noisy, maintaining a global power similar to a bioreactor equipped with large engines.
  • the use of three engines does not imply a mass increase of the aircraft compared to a two-engine airplane (since the wing engines are smaller), and the additional mass linked to the
  • the design of the tail-end channel is largely offset by the loss of mass of the undercarriages because they are smaller in size and smaller in size due to the smaller engines.
  • said channel defined by the rear stabilizers sen ⁇ sibly a U-shaped whose base corresponds to the two stabilizers the rear tailplane horizontal respectively from either side of the tail of said fuselage, while the lateral branches corres ⁇ pondent the two fins of the rear vertical stabilizer, located at the end of said stabilizers.
  • said rear tail can form a H whose upper part of said H corresponds to said channel.
  • said third motor disposed in front of said ca ⁇ nal is arranged so that its geometric axis, contained in said vertical longitudinal plane of symmetry, passes in the vicinity of the base of said channel.
  • the upper part of the tail of said fuselage is flattened in a plane perpendicular to said vertical longitudinal plane of symmetry of the fuselage.
  • the horizontal empennage extends the flattened tail of the fuselage substantially conti ⁇ nude.
  • said stabilizers of the horizontal stabilizer are slightly inclined symmetrically upwards to form, when they are seen in a vertical plane perpen ⁇ dicular to said vertical longitudinal plane, an open V whose point corres ⁇ pond their connection to the tail of said fuselage.
  • said third motor can actuate the auxiliary power generator.
  • the third motor may be the same or different from the two wing motors.
  • Figure 1 is a perspective view of an exemplary embodiment of the multi-engine aircraft according to the invention.
  • Figures 2, 3 and 4 are respectively side, top and front views of said aircraft shown in Figure 1.
  • Figure 5 is an enlarged perspective view of the tail of said fuselage, equipped with the third motor.
  • the aircraft 1 comprises three engines (of the turbojet type), of which two 2, 3 are arranged under the wings 4, 5 of the fuselage 6, respectively symmetrically relative to each other. in the vertical longitudinal plane of symmetry P of the latter, and the third 7 of which is provided at the tail 8 of the fuselage which comprises the horizontal and vertical rear tail units 9 and 10, along the longitudinal plane P.
  • the reference numeral 13 represents the usual landing gear of such an aircraft.
  • the horizontal and vertical stabilizers 10 define, according to the invention, a channel 1 1 which is, in this example, substantially U-shaped and which is geometrically symmetrical with respect to in the longitudinal plane P of the fuse ⁇ lage 6.
  • the third motor 7 is then arranged in the plane of symmetry of the channel, that is to say the plane P, and is advantageously arranged in part su ⁇ upper 8A of the tail 8 of the fuselage, in front of the horizontal stabilizers 9 and vertical 10, so that its output 7A is located at the entrance to the channel 1 1, as shown in particular in Figures 2 and 3.
  • the horizontal empennage 9 consists of two stabilizers 12 fixedly connected to the tail of the fuselage and arranged symmetrically and respectively on either side of its plane P. These stabilizers define the base of the U of said channel January 1 and, for channel to better the propagation of the noise generated by the engine, they are inclined upwards and backwards relative to the fuselage.
  • FIGS. 1, 4 and 5 show that the stabilizers 12 are slightly inclined symmetrically upwards with respect to the horizon, so as to form a broadly open V whose tip corresponds to the zone 14 of the tail of the fuselage that connects them.
  • the base of the channel 1 1 in U is thus slightly concave.
  • these stabilizers 12 are also inclined symmetrically towards the rear, when seen from above as in FIG. 3, to form a wide open V running away from the fuse and whose tip corresponds to the zone of 14.
  • the stabilizers 12 of the horizontal stabilizer 9 are provided with respective elevators 15.
  • the upper part 8A of the tail 8 of the fuselage is slightly flattened in a plane perpendicular to the vertical plane verti ⁇ cal P, so that the stabilizers 12 of the horizontal tail follow approximately the upper profile of the connecting zone 14 then flattened tail, as shown in Figure 5 in particular.
  • the third motor is mounted in a raised manner relative to the flattened tail of the fuselage for its entry 7B is located above the fuselage as shown in Figures 2 and 4, and that its output 7A opens in the lower part of the U of said channel 1 1, that is to say in the vicinity but at a distance from the connection zone 14 with the horizontal empennage.
  • the temperature of the gases emitted by the nozzle of the engine 7 does not affect the surrounding structure, whereas the acoustic waves en ⁇ gendrée go towards the channel 1 1 according to the profiles indicated schematically in B1 and B2 ( see below) in Figures 2 and 3.
  • the third motor can also be used to operate the auxiliary power generator.
  • the third engine could have a different power from the other two wing engines.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)

Abstract

L'invention concerne un avion multimoteur, dont au moins deux moteurs (2, 3) sont associés aux ailes du fuselage respectivement symétriquement par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie de ce dernier et dont un troisième (7) est prévu au niveau de la queue dudit fuselage, qui comporte les empennages arrière, selon ledit plan longitudinal.les empennages arrière (9, 10) définissent un canal (11), symétrique par rapport audit plan longitudinal du fuselage, et le troisième moteur (7) est agencé dans le plan de symétrie dudit canal correspondant audit plan longitudinal et est monté sur la partie supérieure dudit fuselage de façon surélevée et devant les empennages, pour que la sortie de ce troisième moteur se trouve sensiblement à l'entrée du canal (11) défini par lesdits empennages.

Description

Avion multimoteur.
La présente invention concerne un avion multimoteur et plus parti¬ culièrement, quoique non exclusivement, un avion équipé de trois moteurs dont deux sont associés respectivement aux ailes du fuselage symétri¬ quement par rapport au plan longitudinal vertical de ce dernier et dont le troisième est prévu en queue du fuselage au niveau des empennages ar¬ rière.
On connaît déjà des avions équipés de trois moteurs ayant l'archi¬ tecture résumée ci-dessus, comme Ie Lockheed L101 1 et le McDonnelI Douglas DC-10 ou MD-1 1 . En particulier, le troisième moteur est situé structurellement et géométriquement entre l'empennage horizontal et l'empennage vertical dont il porte la dérive. Ces avions, dont la conception remonte aux années 1970 et dont certains sont encore en service, sont équipés de moteurs puissants pour assurer des liaisons long-courriers mais qui engendrent en raison de leur époque de conception un bruit important et une consommation élevée de carburant. En effet, Ie bruit engendré par le troisième moteur est particulièrement gênant pour les passagers situés à l'arrière de la cabine, ainsi que pour les riverains des aéroports lorsque l'avion est en phase d'atterrissage ou de décollage, puisque, de par l'em¬ placement de ce troisième moteur, le bruit se diffuse tout autour de la par- tie arrière du fuselage.
Aussi, cette architecture a été progressivement abandonnée pour laisser place à une architecture plus simple du type biréacteur entraînant des performances égales.
En effet, actuellement, à l'exception des avions très long-courriers, du type Airbus A-340 et Boeing 747, les avions de ligne sont pour la plu¬ part réalisés avec une architecture à deux moteurs tels que des turboréac- teurs, portés symétriquement et respectivement par les ailes du fuselage. Grâce au progrès technique qui a permis de développer des turboréacteurs particulièrement puissants et performants, ces avions biréacteurs peuvent effectuer non seulement des vols court et moyen-courriers, mais les plus gros d'entre eux sont certifiés également pour réaliser des vols long-cour¬ riers en toute sécurité malgré seulement l'utilisation de deux moteurs et même malgré un dysfonctionnement de l'un d'eux.
Cependant, en contrepartie, ces puissants turboréacteurs ont une masse et une dimension de plus en plus élevées de sorte qu'ils obligent à concevoir une structure d'avion (fuselage, ailes et train d'atterrissage no¬ tamment) en conséquence pouvant supporter les contraintes et ils engen¬ drent également un bruit non négligeable en raison de leur surdimension- nement aussi bien pour les passagers que pour les riverains des aéroports (en phase de décollage et d'atterrissage), malgré les progrès effectués dans ce domaine par les motoristes.
La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients. A cet effet, selon l'invention, l'avion multimoteur comprenant au moins deux premiers moteurs et un troisième moteur qui est prévu au ni¬ veau de la queue du fuselage, qui comporte les empennages arrière, selon le plan longitudinal vertical de symétrie du fuselage, lesdits empennages arrière définissant un canal, symétrique par rapport audit plan longitudinal du fuselage, et ledit troisième moteur étant agencé dans le plan de symé¬ trie dudit canal correspondant audit plan longitudinal et étant monté sur la partie supérieure dudit fuselage de façon surélevée et devant lesdits em- pennages, pour que la sortie de ce troisième moteur se trouve sensible¬ ment à l'entrée dudit canal défini par lesdits empennages, est remarquable en ce que lesdits deux premiers moteurs sont associés aux ailes du fuse¬ lage respectivement symétriquement par rapport au plan longitudinal verti¬ cal de symétrie de ce dernier, en ce que lesdits empennages arrière défi- nissant ledit canal comportent un empennage horizontal muni de stabilisa¬ teurs, et en ce que lesdits stabilisateurs de l'empennage horizontal sont légèrement inclinés symétriquement vers l'arrière dudit fuselage pour for¬ mer, lorsqu'ils sont vus dans un plan horizontal perpendiculaire audit plan longitudinal vertical, un V ouvert dont la pointe correspond à leur liaison à la queue dudit fuselage.
Ainsi, grâce à l'invention, la conception des empennages arrière et l'agencement du troisième moteur à l'entrée du canal permet de réduire considérablement les problèmes acoustiques précédents, puisque le bruit engendré par le troisième moteur du fuselage est aspiré par le canal pour s'évacuer le long de celui-ci, vers le haut loin du fuselage, c'est-à-dire loin des passagers situés à l'arrière de la cabine et a fortiori des riverains des aéroports. Le bruit engendré est ainsi masqué par les empennages arrière du fuselage qui constituent un écran acoustique. En conséquence, comme l'invention s'affranchit en partie des pro¬ blèmes liés aux nuisances sonores, on peut revenir à une architecture à trois moteurs et concevoir alors des avions équipés avantageusement de moteurs d'ailes dimensionnellement plus petits donc moins lourds et moins bruyants, en conservant une puissance globale analogue à un bi- réacteur équipé de gros moteurs.
Par ailleurs, l'utilisation de trois moteurs n'implique pas d'augmen¬ tation de masse de l'avion comparativement à un avion à deux moteurs (puisque les moteurs d'ailes sont plus petits), et la masse supplémentaire liée à la conception du canal défini par les empennages arrière est large- ment compensée par la perte de masse des atterrisseurs du fait qu'ils sont dimensionnellement moins grands et moins volumineux en raison des mo¬ teurs plus petits.
De préférence, ledit canal défini par les empennages arrière a sen¬ siblement une forme en U dont la base correspond aux deux stabilisateurs de l'empennage arrière horizontal issus respectivement de part et d'autre de Ia queue dudit fuselage, tandis que les branches latérales corres¬ pondent aux deux dérives de l'empennage arrière vertical, situées en bout desdits stabilisateurs. Selon une autre variante, lesdits empennages arrière peuvent for¬ mer un H dont la partie supérieure dudit H correspond audit canal.
Avantageusement, ledit troisième moteur disposé devant ledit ca¬ nal est agencé de façon que son axe géométrique, contenu dans ledit plan longitudinal vertical de symétrie, passe au voisinage de la base dudit ca- nal. Ainsi, les gaz sortant du moteur sont "repris" en position basse du canal et s'écoulent le long des empennages en perdant de leur intensité.
De préférence, la partie supérieure de la queue dudit fuselage est aplatie dans un plan perpendiculaire audit plan longitudinal vertical de sy¬ métrie du fuselage. Ainsi, quant ledit canal est en U, l'empennage hori- zontal prolonge la queue aplatie du fuselage de façon sensiblement conti¬ nue.
Par ailleurs, pour optimiser l'aspiration des gaz sortant du moteur par le canal et masquer ainsi au mieux le bruit engendré, lesdits stabilisa¬ teurs de l'empennage horizontal sont légèrement inclinés symétriquement vers le haut pour former, lorsqu'ils sont vus dans un plan vertical perpen¬ diculaire audit plan longitudinal vertical, un V ouvert dont la pointe corres¬ pond à leur liaison à la queue dudit fuselage.
En outre, on sait que les avions civils sont équipés d'une généra¬ trice de puissance auxiliaire, en plus des moteurs, notamment pour le fonctionnement de servitudes lorsque l'avion est au sol. Selon l'invention, ledit troisième moteur peut actionner la génératrice de puissance auxiliaire. De plus, le troisième moteur peut être identique ou différent des deux moteurs d'ailes.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue en perspective d'un exemple de réalisation de l'avion multimoteur conforme à l'invention. Les figures 2, 3 et 4 sont respectivement des vues de côté, de dessus et de face dudit avion représenté sur la figure 1 .
La figure 5 est une vue en perspective agrandie de la queue dudit fuselage, équipée du troisième moteur.
Dans l'exemple de réalisation représenté sur les figures 1 à 4, l'avion 1 comprend trois moteurs (du type turboréacteur), dont deux 2, 3 sont disposés sous les ailes 4, 5 du fuselage 6, respectivement symétri¬ quement par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie P de ce der¬ nier, et dont le troisième 7 est prévu au niveau de la queue 8 du fuselage qui comporte les empennages arrière horizontal et vertical 9 et 10, selon Ie plan longitudinal P. La référence numérique 13 représente le train d'at¬ terrissage usuel d'un tel avion.
Comme le montrent plus particulièrement les figures 1 , 4 et 5, les empennages horizontal 9 et vertical 10 définissent, selon l'invention, un canal 1 1 qui est, dans cet exemple, sensiblement en forme de U et qui est géométriquement symétrique par rapport au plan longitudinal P du fuse¬ lage 6. Le troisième moteur 7 est alors agencé dans le plan de symétrie du canal, c'est-à-dire le plan P, et est avantageusement disposé en partie su¬ périeure 8A de la queue 8 du fuselage, devant les empennages horizontal 9 et vertical 10, pour que sa sortie 7A soit située à l'entrée du canal 1 1 , comme le montrent notamment les figures 2 et 3.
Structurellement, l'empennage horizontal 9 se compose de deux stabilisateurs 12 raccordés fixement à la queue du fuselage et agencés symétriquement et respectivement de part et d'autre de son plan P. Ces stabilisateurs définissent la base du U dudit canal 1 1 et, pour canaliser au mieux la propagation du bruit engendré par le moteur, ils sont inclinés vers le haut et vers l'arrière par rapport au fuselage.
On voit ainsi sur les figures 1 , 4 et 5 que les stabilisateurs 12 sont légèrement inclinés symétriquement vers le haut par rapport à l'horizon- taie, de façon à former un V largement ouvert dont la pointe correspond à la zone 14 de la queue du fuselage qui les relie. La base du canal 1 1 en U est ainsi légèrement concave. De plus, ces stabilisateurs 12 sont égale¬ ment inclinés symétriquement vers l'arrière, lorsqu'on les voit de dessus comme sur la figure 3, pour former un V largement ouvert fuyant le fuse- lage et dont la pointe correspond à la zone de liaison 14. Bien évidem¬ ment, les stabilisateurs 12 de l'empennage horizontal 9 sont munis de gouvernes de profondeur respectives 15.
Quant à l'empennage vertical 10, il se compose de deux dérives
16 symétriques par rapport au plan P et qui sont rapportées fixement au bout des extrémités libres des stabilisateurs 1 2, opposées à celles issues du fuselage. Ces dérives 16 sont agencées verticalement, parallèlement l'une à l'autre, et définissent les branches latérales du U dudit canal, de la manière montrée notamment sur la figure 4. Des gouvernes de direction
17 sont en outre prévues au bord arrière des dérives et le bord avant de celles-ci est incliné de sorte que chaque dérive, vue en plan comme sur la figure 2, s'affine en direction de son bord d'extrémité supérieure.
Par ailleurs, la partie supérieure 8A de la queue 8 du fuselage est légèrement aplatie dans un plan perpendiculaire au plan longitudinal verti¬ cal P, de sorte que les stabilisateurs 12 de l'empennage horizontal suivent approximativement le profil supérieur de la zone de liaison 14 alors aplatie de la queue, comme le montre la figure 5 notamment.
Le troisième moteur 7, qui est disposé devant le canal défini par les empennages 9, 10, est agencé de façon que son axe géométrique ho- rizontal A qui est contenu dans le plan P, passe en partie basse du U dudit canal.
Aussi, pour cela, le troisième moteur est monté de façon surélevée par rapport à la queue aplatie du fuselage pour que son entrée 7B soit si- tuée au-dessus du fuselage comme le montrent les figures 2 et 4, et que sa sortie 7A débouche en partie basse du U dudit canal 1 1 , c'est-à-dire au voisinage mais à distance de la zone de liaison 14 avec l'empennage hori¬ zontal.
Ainsi, la température des gaz émis par la tuyère du moteur 7 n'af- fecte pas la structure environnante, alors que les ondes acoustiques en¬ gendrées se dirigent vers le canal 1 1 selon les profils indiqués schémati- quement en B1 et B2 (voir ci-dessous) sur les figures 2 et 3.
Par Ia combinaison des empennages sous la forme d'un canal 1 1 en U et de l'agencement du troisième moteur 7 devant le canal dans son plan de symétrie, les problèmes acoustiques liés à l'emplacement de ce moteur sont en grande partie résolus, puisque les ondes acoustiques en¬ gendrées par Ie moteur, sortant de la tuyère et de Ia soufflante (respecti¬ vement références B1 et B2 sur les figures 2 et 3) se diffusent, selon les profils indiqués, sur l'extrémité aplatie 14 de la queue 8 du fuselage et les stabilisateurs 12 pour remonter schématiquement selon les flèches f (figu¬ res 2 à A)1 par l'agencement en V ouvert de ces derniers, vers et le long des dérives verticales 17 d'où elles sont évacuées vers le haut et vers l'ar¬ rière, c'est-à-dire au loin des passagers arrière et a fortiori des riverains des aéroports. Par l'utilisation d'un troisième moteur, on peut alors utiliser sous les ailes deux moteurs de moindre poussée que celle des biréacteurs usuels, donc moins bruyants et ayant moins de masse, de sorte que la dimension et la masse du train d'atterrissage 13 (principal et avant) peu- vent être réduites, la perte de masse compensant largement la masse supplémentaire entraînée par les empennages en U.
Par ailleurs, le troisième moteur peut également être utilisé pour actionner la génératrice de puissance auxiliaire.
Bien évidemment, le troisième moteur pourrait avoir une puissance différente des deux autres moteurs d'ailes.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Avion multimoteur, comprenant au moins deux premiers mo¬ teurs (2, 3) et un troisième moteur (7) qui est prévu au niveau de la queue du fuselage, qui comporte les empennages arrière, selon le plan longitudi- nal vertical de symétrie du fuselage, lesdits empennages arrière (9, 10) définissant un canal (1 1 ), symétrique par rapport audit plan longitudinal du fuselage, et ledit troisième moteur (7) étant agencé dans le plan de symé¬ trie dudit canal correspondant audit plan longitudinal et étant monté sur la partie supérieure dudit fuselage de façon surélevée et devant lesdits em- pennages, pour que la sortie (7A) de ce troisième moteur se trouve sensi¬ blement à l'entrée dudit canal (1 1 ) défini par lesdits empennages, caractérisé en ce que lesdits deux premiers moteurs (2, 3) sont associés aux ailes du fuselage respectivement symétriquement par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie de ce dernier, en ce que lesdits empenna- ges arrière définissant ledit canal (1 1 ) comportent un empennage horizon¬ tal muni de stabilisateurs (12), et en ce que lesdits stabilisateurs (12) de l'empennage horizontal sont légèrement inclinés symétriquement vers l'ar¬ rière dudit fuselage (6) pour former, lorsqu'ils sont vus dans un plan hori¬ zontal perpendiculaire audit plan longitudinal vertical, un V ouvert dont la pointe correspond à leur liaison à la queue dudit fuselage.
2. Avion selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ledit canal (1 1 ) défini par les empennages arrière a sensiblement une forme en U dont la base correspond aux deux stabilisa¬ teurs (12) de l'empennage arrière horizontal (9), issus respectivement de part et d'autre de la queue dudit fuselage, tandis que les branches latéra¬ les correspondent aux deux dérives (16) de l'empennage arrière vertical (10), situées en bout desdits stabilisateurs.
3. Avion selon la revendication 1 , caractérisé en ce que lesdits empennages arrière forment sensiblement un H dont la partie supérieure dudit H correspond audit canal (1 1 ).
4. Avion selon l'une des revendications précédentes 1 à 3, caractérisé en ce que ledit troisième moteur (7) disposé devant ledit canal (1 1 ) est agencé de façon que son axe géométrique, contenu dans ledit plan longitudinal vertical de symétrie, passe au voisinage de la base dudit canal.
5. Avion selon l'une des revendications précédentes 1 à 4, caractérisé en ce que la partie supérieure (8A) de la queue (8) dudit fuse¬ lage (6) est aplatie dans un plan perpendiculaire audit plan longitudinal vertical de symétrie du fuselage.
6. Avion selon l'une des revendications précédentes 1 à 5, caractérisé en ce que lesdits stabilisateurs (1 2) de l'empennage horizontal sont légèrement inclinés symétriquement vers le haut pour former, lors¬ qu'ils sont vus dans un plan vertical perpendiculaire audit plan longitudinal vertical, un V ouvert dont la pointe correspond à leur liaison à la queue dudit fuselage.
7. Avion selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, du type équipé d'une génératrice de puissance auxiliaire, caractérisé en ce que ledit troisième moteur (7) peut actionner ladite géné¬ ratrice de puissance auxiliaire.
8. Avion selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que lesdits moteurs (2, 3, 7) sont identiques.
9. Avion selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit troisième moteur (7) est différent des deux au¬ tres moteurs (2, 3) d'ailes.
EP05783890A 2004-07-15 2005-06-29 Avion multimoteur Ceased EP1765669A1 (fr)

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