FR2493263A1 - Moyen de propulsion d'aeronef comprenant un rotor propulsif multipales non carene - Google Patents

Abstract

LE MOYEN DE PROPULSION 20 COMPREND UN ROTOR MULTIPALES NON CARENE 27 FONCTIONNANT DANS DES CONDITIONS DE CHARGE DE DISQUE BALAYE ELEVEE IMPOSANT AU FLUX DE CIRCULATION DE PROPULSION UNE ROTATION DANS UNE DIRECTION DONNEE, ET UN REDRESSEUR MULTIPALES EGALEMENT NON CARENE 35 IMPARTISSANT AU FLUX DE PROPULSION UNE ROTATION DANS LA DIRECTION INVERSE DE FACON QUE LA ROTATION TOTALE DU FLUX DE PROPULSION SOIT SENSIBLEMENT NULLE. LES DIAMETRES DES PALES DE ROTOR ET DE REDRESSEUR SONT RELATIVEMENT FAIBLES ET L'ENSEMBLE PEUT ETRE MONTE SUR UN PYLONE, SOUS UNE AILE D'AVION, LE FLUX DE PROPULSION N'AFFECTANT PAS L'EXTRADOS DE L'AILE.

Description

--1.

La présente invention concerne les moyens de pro-

pulsion d'aéronefs, du type comprenant au moins une roue de

rotor multipales non carénée.

Jusqu'à présent, les moyens de propulsion de ce type étaient constitués de rotors ayant un relativement petit nom- bre de pales balayant une zone circulaire de relativement

grande surface, c'est-à-dire en l'espèce des hélices propulsi-

ves ou tractrices, ou de rotors ayant un nombre relativement

important de pales balayant une zone annulaire de relative-

ment faible surface, c'est-à-dire en l'espèce des soufflan-

tes ou turbo-ventilateurs (plus connus dans la technique sous

la désignation anglaise de "fan"). Plus récemment, on a envi-

sagé de réaliser un compromis avec un rotor ayant un nombre intermédiaire de pales balayant une zone annulaire de surface

intermédiaire, c'est-à-dire ce qu'on appelle un hybride héli-

ce/soufflante. Lorsque la taille de l'aéronef et/ou les vitesses

de croisière augmentent, les moyens de propulsion de ce ty-

pe doivent pouvoir délivrer une poussée élevée sans toutefois entraîner une augmentation correspondante de la surface de zone circulaire ou de disque balayée, ce qui se traduit bien évidemment alors par une augmentation considérable du facteur de charge de disque balayé du propulseur, c'est-à-dire une augmentation de la poussée par unité de surface balayée. On

2. 2493263

a constaté toutefois que, lorsque la charge du disque bala-

yé augmente, il s'en suit une détérioration relative du ren-

dement propulsif. Ce phénomène est attribuable en partie à l'augmentation du tourbillonnement ou de la rotation du flux d'air de propulsion dont la circulation est créée par le ro-

tor tournant.

La présente invention a pour objet de proposer un moyen de propulsion d'aéronef comprenant un rotor propulsif multipales, non caréné, agencé pour être mis en oeuvre dans

des conditions de charges de disque balayé telles qu'une com-

posante importante de rotation est transmise au flux de pro-

pulsion dans une certaine direction, un moyen de réduction

de rotation de flux étant agencé par rapport au rotor propul-

sif pour communiquer au flux d'air de propulsion une compo-

sante importante de rotation ou de tourbillonnement dans la direction opposée, de sorte que la rotation totale impartie au flux de circulation de propulsion soit quasiment nulle, ou du moins très faible. De ce fait, le rendement propulsif

du moyen de propulsion peut être extrêmement élevé.

Les moyens de réduction de tourbillonnement ou de rotation comprennent, de préférence, un stator ou redresseur

multipales agencé au moins partiellement dans le flux de cir-

culation de propulsion du rotor.

Le rotor ou la soufflante propulsive comprend de

préférence de 10 à 15 pales, le redresseur comprenant égale-

ment de préférence de 10 à 15 pales ou aubes.

Le moyen de propulsion est conçu essentiellement en fonction de la poussée requise et du diamètre du rotor ou de la soufflante propulsive de façon que l'angle de rotation

généré par le rotor demeure dans la gamme comprise entre en-

viron 100 et 250.

Dans un mode de réalisation particulier, le pas des pales du rotor et des pales ou aubes du redresseur peut

être réglable. De préférence, le facteur de plénitude du ro-

tor propulsif - c'est-à-dire le rapport de la surface tota-

le des pales à la surface du disque balayé - est compris.

entre 0,8 et 1,5.

3. 2493263

De préférence, l'hélice/soufflante ou rotor propulsif est mis en oeuvre, dans les conditions nominales de vitesse

de croisière de l'aéronef, avec une charge de disque balayé -

c'est-à-dire le rapport de la poussée développée par le ro-

tor seul divisée par la surface du disque balayé - de 2 à 4

bars environ.

Ona constaté que des surfaces portantes ou des ailes ayant un dessin correspondant à un nombre de Mach subsonique élevé sont susceptibles de provoquer des perturbations dans l'écoulement d'air au-dessus de l'extrados. Ces perturbations

existent également lorsque des moyens de propulsion compre-

nant des hélices ou des rotors propulsifs de grands diamètres sont montés sur ces ailes; en effet,du fait des problèmes de

garde au sol, le flux de propulsion intéresse alors nécessai-

rement une assez large portion de l'aile.

Selon une autre caractéristique de la présente inven-

tion, il est prévu une aile d'aéronef sur laquelle est monté, généralement au-dessous de l'aile, un moyen de propulsion,le moyen de propulsion comprenant un rotor propulsif multipales non caréné de surface de disque balayé relativement faible,et agencé pour fournir une poussée relativement importante, et

donc pour fonctionner à des charges de disque balayé suffisam-

ment importantes pour qu'une composante substantielle de rota-

tion dans un sens donné soit impartie au flux de propulsion, un redresseur multipales étant agencé au moins partiellement dans ce flux de propulsion du rotor propulsif pour impartir à

ce flux une composante substantielle de rotation dans la di-

rection inverse de façon que le tourbillonnement ou la rota-

tion total imparti à ce flux de propulsion soit sensiblement nul ou tout au moins très faible dans des conditions nominales de vol de croisière, les diamètres du rotor propulsif et du redresseur étant déterminés de façon que sensiblement tout le flux propulsif passe au-dessous de l'aile, tout en maintenant une garde au sol suffisante pour permettre les manoeuvres

d'atterrissage et de décollage de l'aéronef.

D'autres caractéristiques et avantages de la présente

invention ressortiront de la description suivante de modes de

4.

réalisation, donnés à titre illustratif mais nullement limita-

tif, faite en relation avec les dessins annexés, sur les-

quels: - 0

La figure 1 représente-, à titre comparatif, un mon-

tage de réacteur multiflux à turbo-soufflante; La figure 2 est une vue similaire d'un montage d'hélice classique;

La figure 3 représente, également à titre de compa-

raison, un montage d'hybride hélice/soufflante propulsif;

La figure 4 représente un montage d'un moyen de pro-

pulsion selon la présente invention;

La figure 5 est un diagramme établissant une com-

paraison entre les surfaces de disques balayés pour les différents rotors des figures 1 à 4; La figure 6 est une vue latérale, partiellement en

coupe, d'un moyen de propulsion selon la présente inven-

tion; La figure 7 représente en détail des profils typiques de pales de rotor et de redresseur du moyen de propulsion selon l'invention;

Les figures 8 à 12 représentent des courbes caracté-

ristiques d'un moyen de propulsion typique selon l'inven-

tion, rapportées en référence aux rayons de pale en abscis-

ses; La figure 8 montrant les courbes de variation de poussée locale due aux pâles de rotor et de redresseur; La figure 9 montrant les variations de l'angle de rotation du flux d'air entre le rotor et le redresseur; La figure 10 montrant les variations des nombres

de Mach moyens locaux pour les pales du rotor et du redres-

seur; La figure 11 montrant les variations des nombres de Mach locaux des pales de rotor perpendiculairement à la corde moyenne des pales; La figure 12 montrant les variations du couple et du rendement propulsif local des pales du rotor; et

La figure 13 représente une configuration géomé-

5.

trique typique du moyen de propulsion selon l'invention.

On notera que les figures ne sont pas nécessaire-

ment-à la même échelle.

Dans l'exemple comparatif représenté sur la figure 1, sous une aile d'avion 1, est monté un pylône 2 supportant un turbo-réacteur à turbosoufflante 3.Le turbo-réacteur 3 comprend typiquement un générateur de gaz 3a entraînant une soufflante multipales carénée 3b en rotation autour de l'axe

X - X du réacteur.

Dans l'exemple comparatif représenté sur la figu-

re 2, sur une aile d'avion 4 estmonté un turbo-propulseur comprenant essentiellement un générateur de gaz 5a entraî- nant en rotation autour de l'axe X - X du moteur une hélice

à quatre pales 5b.

Dans l'exemple comparatif représenté sur la figu-

re 3, une aile d'avion 6 supporte un propulseur hybride 7 comprenant un générateur de gaz 7a entraînant en rotation autour de l'axe X - X du moteur un hybride propulsif hélice/

soufflante 7b ayant certaines caractéristiques d'une héli-

ce ainsi que certaines caractéristiques d'une soufflante.

On notera que le rotor 7b n'est pas caréné.

Sur la figure 4, on a représenté une aile d'avion

8 sous laquelle est monté un pylône 9 supportant un dispo-

sitif de propulsion 10 selon la présente invention. Le dis-

positif de propulsion comprend un générateur de gaz lOa en-

traînant en rotation, autour de l'axe X - X du moteur, un ro-

tor hybride hélice/soufflante lOb multipales non caréné. En

arrière du rotor, et généralement dans le flux de propul-

sion, est disposé un redresseur statique multipales égale-

ment non caréné lOc. Les pales ou aubes du redresseur lOc ont une section profilée aérodynamique et sont calculées pour au moins réduire le tourbillon du flux de propulsion induit par le rotor lOb-et pour créer ainsi une poussée

vers l'avant. En d'autres termes, la création de cette pous-

sée vers l'avant supprime au moins partiellement le tour-

billonnement du flux de propulsion.

Dans le mode de réalisation représenté sur la fi-

6. gure 4, le redresseur 10c est disposé exactement en arrière du rotor de propulsion lb. Dans certains cas, le redresseur

peut être monté en avant du rotor de propulsion.

Sur la figure 5, on a représenté, à la même échel-

le, les surfaces des disques balayés par les pales des ro- tors propulsifs des figures 2 à 4, comparées à la surface interne du carénage de la soufflante du turbo-réacteur de la figure 1. A titre de comparaison, on supposera que les

divers rotors de propulsion fournissent sensiblement une pous-

sée équivalente. Les axes de rotation X - X des différents rotors coïncident au centre de la figure 5. La périphérie du carénage de la turbo-soufflante du moteur de la figure 1 est figurée en A, le disque balayé par l'hélice de la

figure 2 est figuré en B, le disque balayé par le rotor hy-

bride de la figure 3 étant figuré en C, tandis que le disque

balayé par le rotor 7b du moyen de propulsion selon l'in-

vention représenté sur la figure 4 est figuré en D. Comme on le voit,bien. que le disque D ait un diamètre plus grand que celui du carénage de soufflante du moteur de la figure

1, il se révèle notablement plus petit que les disques ba-

layés dans l'agencement hybride de la figure 3 (C) et/ou de l'hélice de la figure 2 (B). Le dimensionnement du rotor propulsif selon la présente invention facilite donc ainsi son incorporation dans un dessin d'aéronef en permettant

une garde au sol convenable sans nécessiter un train d'at-

terrissage excessivement long. De plus,l'aile porteuse

peut être disposée sensiblement à l'écart du flux tourbil-

lonnaire de propulsion pour fonctionner dans des conditions d'écoulement d'air sensiblement non perturbé, c'est-à-dire

dans des conditions optimales de portance.

On a représenté plus en détail sur les figures 6 et

7, un mode de réalisation particulier du moyen de propul-

sion 20 selon la présente invention. Ce moyen de propulsion comprend trois modules mécaniques, à savoir un module de rotor 21, un module de redresseur 22 et un module de boite de vitesse 23. Les trois modules sont maintenus et assemblés par trois viroles 25' (qui peut être en acier inoxydable),25"

249326M

7. et 25'"', cet équipage s'étendant axialement vers l'extérieur

hors d'un capotage 37.

Le module de rotor 21 comprend un fourreau tour-

nant 26 en acier forgé dans lequel sont montées par un sys-

tème de montage à baïonnette 27' (quoique d'autres types de montage puissent être adoptés) quatorze pal-es de rotor 27

équidistantes angulairement les unes des autres. Un mécanis-

me variateur de pas 29 est disposé dans le fourreau, concen-

triquement à l'arbre creux de rotor 28. Le mécanisme varia-

teur de pas comprend essentiellement un actionneur annulaire

hydromécanique 30 qui attaque par l'intermédiaire d'un engre-

nage d'entraînement commun 32 - qui peut former partie inté-

grante de l'actionneur 30 - les engrenages coniques 31 de

commande de pas des pales du rotor. Une boîte de vitesse syn-

chronisée 33 est couplée à l'engrenage d'entraînement 32 pour contrôler l'angle des pales et transmettre les données de

commande au système de commande du moyen de propulsion.

Le module de redresseur 27 comprend un fourreau fixe en acier 34 dans lequel sont montées quatorze pales ou aubes de redresseur 35 angulairement équidistantes les unes

des autres. Un mécanisme variateur de pas 36, ayant des com-

posants similaires à celui décrit précédemment (29) en rela-

tion avec le rotor et fonctionnant de la même façon, est

prévu pour sélectivement modifier le pas des pales de redres-

seur 35 (les éléments analogues ou similaires portent les

mêmes chiffres de référence). En variante, les pales du ro-

tor peuvent être commandées par un mécanisme variateur de pas permettant une variation continue du pas des pales tandis que le redresseur incorpore un mécanisme simplifié autorisant simplement des variations par incréments du pas des pales de

redresseur entre, par exemple, quatre positions.

Le module de boite de vitesse 25 est du type épi-

cycloidal à simple étage, de conception classique, et fournit

un rapport de démultiplication d'environ 7: 1. De préféren-

ce, l'huile utilisée comme lubrifiant dans la boite de vites-

se peut être refroidie en la faisant circuler dans des passa-

ges formés dans les pales de redresseur 35.

8. 2493263

Un mode de réalisation particulier du moyen de pro-

pulsion selon la présente invention présente les caractéris-

tiques suivantes: - Poussée en vol de croisière 2180 kg à M = 0,75 et à une altitude de 9000 mètres - Diamètres du rotor et du redresseur 3,05 mètres - Diamètre nominal de moyeu: 0,85 mètre - Distance axiale entre les centres du rotor et du redresseur: 1,06 mètre Dans ce qui va suivre, l'accent sera porté sur les critères devant être pris en compte pour la conception d'un mode de réalisation d'un moyen de propulsion selon

l'invention ayant les caractéristiques techniques ci-dessus.

Ce faisant, certaines valeurs numériques et paramètres pour-

ront être spécifiques de ce mode de réalisation particu-

lier, tandis que d'autres valeurs et paramètres conviendront à d'autres modes de réalisation dans le cadre de la présente invention. En matii.re de conception aérodynamique, le moyen de propulsion selon la présente invention se situe grosso modo entre le système hybride hélice/soufflante de la figure 4 et une soufflante de turbo-réacteur pour ce qui est de la charge du disque balayé, ce qui conduit pour le calcul du rotor et du redresseur, à combiner les technologies et les théories des hélices et des soufflantes carénées. La théorie des vortex d'hélice (avec les "corrections de bout de pale"

pour un nombre fini de pales) a été adapté pour tenir comp-

te de la présence du redresseur. Le calcul des sections ou profils de pales a été effectué dans l'esprit de la théorie itérative sur la base des méthodes de calcul des sections

ou des profils aérodynamiques à haute vitesse pour des sur-

faces portantes isolées.

En fonction du paramètre de départ de vitesse de

croisière déterminée, le paramètre d'avancement d'une héli-

ce est inévitablement très élevé et conduit à des angles

de pale au voisinage de l'emplanture de pale ou du pied d'au-

be. Le facteur d'avancement peut être diminué en augmentant

la vitesse linéaire de bout de pale, ce qui conduirait toute-

9. fois à augmenter le bruit et les pertes de compressibilité au niveau du bout de pale. Il a été décidé en conséquence de

restreindre à 1 le nombre de Mach (hélicoïdal) en bout de pa-

le, des pales du rotor selon la présente invention; avec un certain glissement en balayage de pale, les pertes en com- pressibilité et le bruit peuvent être ainsi maintenus à des niveaux acceptables. Dans le mode de réalisation concerné, le rotor a une vitesse en bout de pale de 205 mètres par seconde. Dans ces conditions, et compte tenu du diamètre du

rotor propulsif, un facteur de plénitude important est iné-

vitable (c'est-à-dire le rapport de la surface totale pro-

jetéedes pales à la surface de disque balayé par ces pales) un facteur de plénitude global d'environ 1,1 étant utilisé à la fois pour le rotor et pour le redresseur. Dans les

hélices conventionnelles, l'allongement de pale est relati-

vement faible, ce qui n'est par contre pas le cas, par exem-

ple, dans les soufflantes de turbo-réacteur. Il a été déci-

dé de prévoir un glissement aussi faible que possible sur les pales pour réduire les problèmes structurels; cependant, pour un nombre de Mach élevé en bout de pale de rotor, il s'est révélé intéressant d'introduire un glissement vers le bout de pale. En conséquence, la corde de pale de rotor,

qui est importante en milieu de pale, à l'endroit o la char-

ge est forte, diminue rapidement vers l'extérieur lorsque la vitesse de pale augmente et qu'apparaît un glissement de bord d'attaque. La vitesse de pale est fondamentalement

constante pour le redresseur, de sorte qu'il n'est pas né-

cessaire de prévoir un glissement pour ses pales, et la va-

riation des cordes de pale reflète sensiblement la varia-

tion ou la distribution des tourbillons provenant du rotor

(voir la figure 7).

Les variations radiales de poussée totale sont repré-

sentées sur la figure 8 (courbe supérieure). Cette poussée

totale est, pour chaque rayon de pale, la somme des pous-

sées locales des pales du rotor et du redresseur, qui sont également portées sur la figure 8. On constate, sur ce graphique, que la charge du rotor atteint un maximum pour un 10.

rayon d'environ 1,28 mètre, tandis que la charge du redres-

seur a une allure plus symétrique avec un maximum corres-

pondant à un rayon d'environ 0,98 mètre (il est rappelé ici, notamment en relation avec les diagrammes des figures 8 à 12, que les valeurs numériques indiquées sont transcrites d'uni.,

tés anglo-saxonnes). Comme on le voit sur la figure 9, l'an-

gle de tourbillonnement ou de rotation du flux créé par le rotor est, en gros, proportionnel aux variations de poussée

locale du redresseur. Le profil de variation de poussée to-

tale a été choisi de façon à fournir un rendement convena-

ble en évitant les surcharges en bout de pales.

Les variations des nombres de Mach moyens (nominaux) pour les pales de rotor et de redresseur sont représentées sur la figure 10. Comme dans les hélices conventionnelles, le nombre de Mach moyen local devient élevé vers le bout de

pale de rotor, tandis que la composante de vitesse (expri-

mée par le nombre de Mach moyen) perpendiculairement à la corde moyenne des pales est quant à elle, considérablement

réduite par le glissement (figure 11).

La figure 12 représente les variations du couple local (toujours en fonction du rayon de pale) pour les pales

de rotor. Comme on suppose que, dans les conditions de cal-

culs sur la base de la vitesse de croisière choisie, le re-

dresseur élimine complètement la rotation du flux de propul-

sion, les variations du couple du rotor correspondent égale-

ment aux variations du couple du redresseur. On constate un

maximum de couple pour un rayon de pale d'environ 1,13 mè-

tre, c'est-à-dire en une zone un peu en-deçà du maximum de poussée pour le rotor mais très voisine du maximum de

poussée totale. Sur la figure 12 on a également fait appa-

raitre en pointillés les variations du rendement propulsif local. Le rendement est généralement bon (supérieur à 80 %'),

sauf, classiquement, au voisinage de l'emplanture de pale.

Ces rendements sont fondés sur un dessin de section de pale avec une corde standard CD de 0,01 en milieu de pale, à la

fois pour le rotor et le redresseur.

Comme il est à peu près inévitable qu'il se pro-

11. 2493263

duise des problèmes de blocage soniques au niveau de l'em-

planture des pales il s'est avéré profitable de concevoir le moyeu du dispositif de propulsion de façon à créer des régions de vitesse moindre au voisinage des emplantures de pale. Dans le mode de réalisation décrit, il est nécessai-

re de prévoir des régions à vitesse réduite pour les emplan-

tures des pales à la fois du rotor et du redresseur; confor-

mément à la pratique britannique, l'entrée d'air du généra-

teur de gaz doit par ailleurs être annulaire, la boite de vitesse devant être montée centralement en bout du moteur,

le flux d'air d'entrée passant autour de la boite de vites-

se. En tenant compte de ces considérations purement autoch-

tones, un. profil de système de corps central ou de moyeu ressemblera sensiblement à celui esquissé en traits pleins

sur la figure 13, c'est-à-dire suivant un profil anti-tail-

le de guêpe. L'augmentation en diamètre du corps central ou moyeu (par rapport au diamètre nominal) est relativement

faible et permet de conserver une entrée d'air annulaire.

Diverses configurations peuvent être prévues à cet effet; dans l'une d'elle, le capotage 37 s'étend davantage vers l'avant vers les-pales de rotor 27, les pales de redresseur s'étendant alors au travers du capotage jusqu'au module de redresseur, comme représenté en traits pointillés sur

la figure 13.

L'utilisation d'un corps central profilé de la façon

indiquée entraîne des modifications mineures dans la concep-

* tion du rotor propulsif, comme on le voit sur cette même fi-

gure 13; par ailleurs, le diamètre effectif du redresseur

peut être légèrement supérieur à celui du rotor.

On notera que, en raison du facteur de plénitude éle-

vé choisi pour le rotor, il n'est pas possible d'obtenir une poussée inversée (plus connue sous l'appellation anglaise "reverse") en modifiant simplement le pas ou le calage des pales pour l'amener en continu à un pas "fin". Il sera donc nécessaire d'amener les pales dans la configuration de

poussée inversée, en passant par l'effet de drapeau, né-

12. 2493263

cessitant ainsi des techniques particulières ad hoc. Les sec-

tions des pales de rotor seront ainsi inversées en ce qui concerne les variations d'épaisseur, mais non pas en ce qui concerne la direction de cambrage. Les pales de redresseur seront inversées de façon similaire; elles pourront être ca-

lées angulairement pour réduire le degré de séparation au ni-

veau des bords "d'attaque" des pales du rotor.

En conclusion de ce qui précède, le mode de réalisa-

tion du moyen de propulsion selon l'invention présente un

certain nombre d'avantages tenant principalement au diamè-

tre relativement faible de son rotor propulsif. Le moyen de propulsion peut ainsi être monté au-dessous d'une aile, sur un pylône, de la même façon que les turbo-réacteurs à double ou triple flux existants, en étant disposé de façon à créer le minimum de perturbations sur l'extrados de l'aile par le flux de propulsion. De la même façon la traînée induite du flux de propulsion peut être réduite. Du fait que le rotor propulsif a des dimensions réduites, le moyen de propulsion

peut être disposé plus à l'écart de l'habitacle ou de la car-

lingue, réduisant ainsi les bruits dans la carlingue; en variante,les dimensions de dérive peuvent être réduites en ramenant le moyen de propulsion plus près de l'axe central de l'aéronef, ce qui permet de réduire ainsi le moment de désalignement dû au moteur. Le moyen de propulsion a par

ailleurs une fréquence de passage de pales élevé, ce qui per-

met de réduire les vibrations dans la carlingue, et d'abou-

tir donc à une isolation phonique plus efficace. Du fait que le moyen de propulsion peut être monté au-dessous de l'aile, les problèmes d'interférence nacelle/aile peuvent également être considérablement réduits. De la même façon,

les interférences éventuelles avec les dispositifs hypersus-

tentateurs de l'aile peuvent être réduites. Si l'on désire monter le moyen de propulsion à l'arrière du fuselage de

l'aéronef, le poids et la traînée du moignon d'aile de rac-

cordement seront relativement faibles. Le moyen de propul-

sion selon l'invention peut également être monté sur la déri-

ve de l'aéronef.

13. Enfin, la présence du redresseur permet en outre de réduire grandement les tourbillons de l'écoulement d'air

pénétrant dans le générateur de gaz du moyen de propulsion.

L'appréciation de certaines des valeurs de mesure ou de calcul indiquées ci-dessus doit tenir compte du fait

qu'elles proviennent de la conversion d'unités anglo-saxon-

nes en unités métriques.

Quoique la présente invention ait été décrite en relation avec un mode de réalisation particulier, elle ne s'en trouve pas limitée mais est au contraire susceptible de modifications et de variantes qui apparaîtront à l'homme

de l'art.

14. 2493263

Claims (8)

REVENDICATIONS

1 - Moyen de propulsion d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un rotor propulsif multipales non caréné (21)

conçu pour fonctionner à des charges de disque balayé éle-

vées telles qu'une composante importante de rotation soit impartie au flux de propulsion dans une direction donnée, et un moyen de réduction de rotation de flux (22) disposé par

rapport au rotor propulsif pour conférer au flux de propul-

sion une composante de rotation importante dans la direction opposée,de sorte que la rotation totale imposée au flux de

propulsion est sensiblement nulle ou très faible.

2 - Moyen de propulsion selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moyen de réduction de rotation (22)

comprend un redresseur multipales (35).

3 - Moyen de propulsion selon la revendication 2,

caractérisé en ce que le redresseur est disposé au moins par-

tiellement dans le flux de propulsion créé par le rotor pro-

pulsif (21).

4 - Moyen de propulsion selon l'une des revendica-

tions précédentes, caractérisé en ce que le rotor propulsif

(21) comprend de 10 à 15 pales (27).

- Moyen de propulsion selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisé en ce que le redresseur

(22) comprend de 10 à 15 pales (35).

6 - Moyen de propulsion selon l'une des revendica-

tions précédentes, caractérisé en ce que l'angle de rotation du flux de propulsion imparti par le rotor propulsif (21)

est compris entre 10 et 250.

7 - Moyen de propulsion selon l'une des revendica-

tions précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour modifier le pas des pales (27) d'au moins le

rotor propulsif (21).

8 - Moyen de propulsion selon l'une des revendica-

tions précédentes, caractérisé en ce que le facteur de plé-

nitude du rotor propulsif (21) est compris entre 0,8 et 1,5.

9 - Moyen de propulsion selon l'une des revendica-

tions précédentes, caractérisé en ce que le rotor propulsif

15. 2493263

est mis en oeuvre avec une charge de disque balayé comprise

entre 2 et 4 bars dans les conditions de vol de croisière.

- Aile d'aéronef comprenant, monté généralement

au-dessous de l'aile, un moyen de propulsion d'aéronef, carac-

térisée en ce que le moyen de propulsion (20) comprend un rotor

propulsif multipales non caréné (21) de surface de disque ba-

layé relativement faible et conçu pour créer une poussée re-

lativement importante et pour être mis en oeuvre dans des con-

ditions de charge élevée de disque balayé, imposant au flux de propulsion une composante importante de rotation dans une direction donnée, et un redresseur multipales (22) disposé au

moins partiellement dans le flux de propulsion du rotor pro-

pulsif et agencé pour imposer au flux de propulsion une com-

posante importante de rotation dans la direction opposée, de sorte que la rotation totale impartie au flux de propulsion est sensiblement nulle ou très faible, les diamètres du rotor

propulsif (21) et du redresseur (22) étant déterminés de fa-

çon que sensiblement tout le flux de propulsion passe au-des-

sous de l'aile, tout en maintenant une garde au sol suffisan-

te pour permettre les manoeuvres de décollage et d'atterris-

sage de l'aéronef.