FR2496593A1

FR2496593A1 - Orifices mobiles de sortie des gaz d'avion a reaction

Info

Publication number: FR2496593A1
Application number: FR8123866A
Authority: FR
Inventors: James Fletcher; Michael Sewell Wooding
Original assignee: British Aerospace PLC
Current assignee: BAE Systems PLC
Priority date: 1980-12-22
Filing date: 1981-12-21
Publication date: 1982-06-25
Also published as: IT8149933A0; DE3150072A1; JPS57134397A; SE447091B; US4478377A; JPH0358960B2; DE3150072C2; IT1172163B; CA1204095A; SE8107561L; FR2496593B1

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN AVION A REACTION QUI COMPREND UNE PARTIE DE FUSELAGE 10, UNE PARTIE D'AILE 14 RELIEE A LA PARTIE DE FUSELAGE PAR UNE PARTIE INTERMEDIAIRE 15 DONT L'EPAISSEUR DIMINUE A L'EXTERIEUR DE LA PARTIE DE FUSELAGE DE FACON A SE FONDRE DANS LA PARTIE D'AILE. LA PARTIE INTERMEDIAIRE 15 COMPREND DES SURFACES SUPERIEURE ET INFERIEURE DIVERGEANT VERS L'ARRIERE ENTRE UNE ZONE AVANT ET UNE ZONE DE DIVERGENCE MAXIMUM. LA PARTIE ARRIERE DE LA ZONE INTERMEDIAIRE EST DECOUPEE DE FACON A RECEVOIR DES MOYENS DE SORTIE 16 DES GAZ DE PROPULSION, ET A UNE FORME TELLE QU'ELLE SE TROUVE A L'INTERIEUR D'UNE SAILLIE ARRIERE DE LA ZONE DE DIVERGENCE MAXIMUM DE LA PARTIE INTERMEDIAIRE. LES MOYENS DE SORTIE 16 DES GAZ DE PROPULSION PEUVENT ETRE DIRIGES VERS LE BAS DE FACON A PRODUIRE UNE COMPOSANTE DE SUSTENTATION.

Description

1.

La présente invention concerne des avions à réac-

tion et, plus particulièrement, bien que non exclusivement, des avions à réaction comportant des orifices de sortie des gaz de propulsion mobiles qui peuvent être dirigés dans la direction générale de l'arrière à des fins de propulsion,

et dans la direction générale du bas à des fins de susten-

tation, ou placés dans une certaine position intermédiaire

à des fins à la fois de sustentation et de propulsion.

On a constaté que dans le cas o les orifices de sortie des gaz de propulsion d'un avion à réaction sont en saillie sur le fuselage ou sur le contour des ailes de l'avion, c'est-à-dire dans le cas plus particulier o ces

orifices sont prévus pour être basculés, de telles protu-

bérances créent tout naturellement une traînée relative-

ment élevée même la position dirigée vers l'arrière, et

donnent naissance à certains effets d'interférence néfas-

tes. Un objet de la présente invention est de réduire

cette traînée et ces effets d'interférence. Par consé-

quent, si une certaine réduction de la traînée peut être

obtenue, ou si la sustentation verticale peut être augmen-

tée, l'avion peut alors avoir un rayon d'action plus grand ou emporter une charge plus importante, ou bénéficier d'une combinaison des deux conditions précédentes, en supposant

2. 2496593

une même poussée du groupe moteur.

Toute référence faite dans la présente descrip-

tion a des directions telles que haut, bas, avant, arrière,

etc., concerne l'assiette d'un avion en vol en ligne droi-

te et de niveau.- Selon l'un des aspects de la présente invention, on prévoit un avion comportant une partie de fuselage, une partie d'aile, une partie intermédiaire, un groupe moteur

et un moyen de sortie des gaz de propulsion, la partie in-

termédiaire reliant la partie d'aile à un côté de la par-

tie de fuselage et diminuant d'épaisseur vers l'extérieur

de la partie de fuselage, cette partie intermédiaire com-

portant une zone de surfaces supérieure et inférieure di-

vergeant vers l'arrière entre une zone avant et une zone

de divergence maximum, le groupe moteur étant logé à l'in-

térieur de la partie de fuselage pour produire un courant de fluide de propulsion, le moyen de sortie des gaz de propulsion étant disposé de façon à recevoir et évacuer le fluide de propulsion produit par le groupe moteur et ayant une forme telle qu'il se trouve sensiblement à l'intérieur

de la saillie arrière de la zone de divergence maximum.

L'avion comporte de préférence une autre partie d'aile, une autre partie intermédiaire, et un autre moyen

de sortie des gaz de propulsion, qui sont disposés de l'au-

tre côté de la partie de fuselage.

Commodément, le moyen (ou chaque moyen) de sortie

des gaz de propulsion peut être basculé jusqu'à une posi-

tion o le fluide de propulsion en sortant est dirigé géné-

ralement vers le bas, de façon à produire une composante

de sustentation.

Avantageusement, le moyen (ou chaque moyen) de sor-

tie des gaz de propulsion lorsqu'il est disposé de façon à

provoquer l'évacuation du fluide de propulsion vers l'ar-

rière a sensiblement la même forme extérieure en coupe que

celle de la zone de divergence maximum de la partie inter-

médiaire conjuguée.

Commodément,- une zone avant de chaque partie in-

3. 2496593

termédiaire constitue une zone de lisse, et les surfaces supérieure et inférieure de chaque partie intermédiaire sont

concaves près de la zone de divergence maximum.

De préférence, chaque axe autour duquel chaque moyen de sortie des gaz de propulsion peut être basculé est situé près d'un plan vertical contenant le centre de

gravité de l'avion.

De préférence, chaque ouverture de sortie des gaz se trouve à proximité ou à l'arrière du bord arrière de

la partie d'aile.

De façon à définir des surfaces supérieure et

inférieure généralement plus lisses et par conséquent ré-

duire la traînée aérodynamique, un moyen de surface mobile

peut être aménagé entre les surfaces supérieure et infé-

rieure de chaque moyen de sortie des gaz de propulsion, et

les surfaces supérieure et inférieure conjuguées de la par.-

tie intermédiaire.

Selon un autre aspect de la présente invention, on prévoit un moyen de sortie des gaz de propulsion tel

que défini ci-dessus.

La présente invention sera bien comprise lors de

la description suivante faite en liaison avec les dessins

ci-joints dans lesquels: -. La figure 1 est une vue générale en perspective d'un avion selon la présente invention; La figure 2 est une vue, à grande échelle, d'une partie de l'avion de la figu-re 1; La figure 3 est une vue détaillée de côté de l'avion de la figure 1; La figure 4 est une vue détaillée en plan de l'avion de la figure 1; La figure 5 est une vue avant détaillée de l'avion de la figure 1; et La figure 6 représente une coupe typique d'un moyen de sortie des gaz de propulsion de l'avion de la

figure 1.

En liaison tout d'abord avec les figures, on a représenté un mode de réalisation d'un avion incorporant

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diverses caractéristiques de la présente invention, o des moyens de sortie des gaz de propulsion sont montés de façon à être animés d'un mouvement de rotation par rapport

au fuselage de l'avion de sorte que la poussée de propul-

sion produite puisse être dirigée soit vers l'arrière à

des fins de propulsion, soit vers le bas à des fins de sus-

tentation. L'avion est par conséquent du type dit en an-

glais VSTOL.

L'avion comprend un fuselage 10 à l'intérieur du-

quel est logé un groupe moteur ll. -Le groupe moteur reçoit

l'air par un conduit bifurqué 12, dont chaque branche per-

met une communication de fluide avec un orifice d'admission 13, un orifice étant disposé de -chaque côté de la partie avant du fuselage 10. Chaque aile 14 d'une paire d'ailes est fixée de chaque côté du fuselage 10 et se fond avec

ce fuselage en une partie intermédiaire 15.

Chaque partie intermédiaire 15 est définie par des surfaces supérieure et inférieure concaves qui ont une forme permettant d'induire une sustentation comme dans le cas d'une aile et qui divergent vers l'arrière entre le

bord avant de la partie intermédiaire et une partie d'épais-

seur maximum (typiquement à 40 % de la corde). L'avion com-

prend une structure en treillis 9 qui constitue la struc-

ture principale de support de charge des ailes de l'avion et s'étend à l'intérieur de chaque aile suivant un sens généralement transversal au fuselage. La zone arrière de chaque partie intermédiaire (nominale) 15 à l'arrière de

la structure transversale 9 est découpée.

Les deux parties intermédiaires 15 s'étendent bien

à l'avant des ailes 14 le long du fuselage de façon à for-

mer une lisse ou extension de la racine du bord avant.

Un moyen de sortie-des gaz de propulsion, ou tuyè-

re 16, constitué d'un conduit et d'un orifice de sortie, est monté de chaque côté du fuselage 10 de l'avion, dans la zone découpée de la partie intermédiaire 15. La forme

extérieure en coupe dans le sens de la corde de chaque con-

duit est semblable à celle de la partie intermédiaire 15

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située immédiatement en avant de la tuyère comme représen-

té en figure 6, et la forme en coupe de la partie du conduit dans la zone découpée est sensiblement identique à celle

de la partie intermédiaire 15 à son maximum.

Des plaques supérieure et inférieure munies de doigts ou volets articulés 19, s'étendent entre la partie la plus en arrière de la zone intermédiaire 15 et la partie la plus en avant de la tuyère de sorte que, la tuyère, les plaques, et la partie intermédiaire définissent ensemble une

section ayant des profils des surfaces supérieure et infé-

rieure sensiblement continus, dans le sens de poussée avant

et arrière. Le conduit s'étend par conséquent vers l'arriè-

re à l'intérieur d'une saillie de la section transversa-

le de la partie ayant une épaisseur maximum de la zone in-

termédiaire, et la valeur de la traînée attribuable à chaque

tuyère est faible, lorsque l'avion se trouve en vol normal.

Chaque tuyère 16 est montée en rotation par rapport au fuselage 10 de l'appareil autour d'un axe 17, au moyen

d'un roulement 18 situé à l'intérieur du fuselage. Un rou-

lement 18 est prévu sur chaque jambe, respectivement,

d'une chambre bifurquée qui est montée sur la partie arriè-

re du groupe moteur 11, chambre qui reçoit les gaz de propul-

sion produits par ce groupe.

Des moyens de mise en rotation (non représentés) sont prévus pour permettre un mouvement des tuyères 16,

autour de leurs axes 17, soit simultanément, soit distinc-

tivement.

Une plaque de friction 21 est montée de chaque cô-

té du fuselage, immédiatement à l'arrière de la tuyère 16, de façon à éviter une réduction de l'efficacité du jet

de gaz et à protéger cette partie du fuselage de l'avion.

Une caractéristique importante de ce mode de réa-

lisation de la présente invention est que le centre des poussées A de chacune des tuyères 16, dans la position verticale stationnaire, se trouve dans un plan transversal vertical, ou à proximité de ce plan, contenant le centre de gravitéB le plus en arrière possible de l'avion. Ainsi,lorsque les'

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tuyères 16 sont orientées de façon.à diriger les gaz de propulsion verticalement vers le bas, de façon à assurer la sustentation de l'avion, un moment de tangage nul ou de très

faible valeur est conféré à l'avion.

Alors que dans le mode de réalisation décrit pré- cédemment, les tuyères 16 sont montées de façon à pouvoir

pivoter, la présente invention concerne également des agen-

cements o la tuyère (ou chaque tuyère) est fixe.

De plus, la présente invention concerne égale-

ID ment des configurations d'avion autres que la configura-

tion représentée en figure l,par exemple des avions, qui, au lieu de comporter un seul fuselage, sont constitués de

deux fuselages.

La présente invention n'est pas limitée aux exem-

ples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle est au contraire susceptible de modifications et de variantes

qui apparaîtront à l'homme de l'art.

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Claims

REVENDICATIONS

1 - Avion, caractérisé en ce qu'il comporte une partie de corps (10), une partie d'aile (14), une partie intermédiaire (15), un groupe moteur (11) et un moyen de sortie des gaz de propulsion (16), la partie intermédiaire

reliant la partie d'aile à un côté de la partie de fusela-

ge et ayant une épaisseur qui diminue vers l'extérieur de

la partie de fuselage, cette partie intermédiaire compor-

tant une zone de surfaces supérieure et inférieure, diver-

geant vers l'arrière entre une zone avant et une zone de

divergence maximum, le groupe moteur étant situé à l'inté-

rieur de la partie de fuselage pour produire un courant de

fluide de propulsion, le moyen de sortie des gaz de propul-

sion étant disposé de façon à recevoir et évacuer le flui-

de de propulsion produit par le groupe moteur et ayant une forme telle qu'il se trouve sensiblement à l'intérieur

d'une saillie arrière de la zone de divergence maximum.

2 - Avion selon -la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une autre partie d'aile (14), une

autre partie intermédiaire (15), et un autre moyen de sor-

tie des gaz de propulsion (16), disposés de l'autre côté

de la partie de fuselage (10).

3 - Avion selon la revendication 2, caractérisé

en ce que le (ou chaque) moyen de sortie des gaz de propul-

sion (16) peut être basculé jusqu'à une position o le fluide de propulsion en sortant est dirigé généralement

vers le bas.

4- Avion selon l'une quelconque des revendications

1 à 3, caractérisé en ce que le (ou chaque) moyen de sortie des gaz de propulsion (16), lorsqu'il est disposé de façon

à évacuer le fluide de propulsion vers l'arrière, a sen-

siblement la même forme extérieure en coupe que la zone

de divergence maximum de la partie intermédiaire conjuguée.

- Avion selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 4, caractérisé en ce qu'une zone avant de chaque

partie intermédiaire (15) constitue une zone de lisse.

6 - Avion selon l'une quelconque des revendica-

tions 1 à 5, caractérisé en ce que les surfaces supérieure et inférieure de chaque partie intermédiaire a une forme

concave près de la zone de divergence maximum.

7 - Avion selon la revendication 3, caractérisé en ce que chacun des axes autour desquels chaque moyen de sortie des gaz de propulsion (16) peut être basculé est situé près d'un plan vertical comprenant le centre de

gravité (B) de l'avion.

8 - Avion selon l'une quelconque des revendica-

tions 1 à 7, caractérisé en ce que chaque ouverture des orifices de sortie des gaz est située à proximité ou à

l'arrière du bord arrière de la partie d'aile.

9 - Avion selon l'une quelconque des revendica-

tions 1 à 8, caractérisé en ce que des moyens de comman-

de mobiles (19) sont prévus entre les surfaces supérieure

et inférieure de chaque moyen de sortie des gaz de propul-

sion (16) et les surfaces supérieure et inférieure conju-

guées de la partie intermédiaire (15), de façon à définir

des surfaces combinées supérieure et inférieure générale-

ment lisses.

10 - Avion, caractérisé en ce qu'il comprend une partie de corps (10), une paire de parties d'aile (14) une paire de parties intermédiaire (15), un groupe moteur

(11), et une paire de moyens de sortie de gaz de propul-

sion (16), chaque partie intermédiaire reliant la partie d'aile de chaque côté de la partie de fuselage et ayant une épaisseur qui diminue vers l'extérieur de la partie de fuselage, chaque partie intermédiaire comportant unezone

de surface supérieure et inférieure divergeant vers l'ar-

rière entre une zone avant et une zone de divergence maxi-

mum, le groupe moteur étant situé à l'intérieur de la par-

tie de fuselage de façon à produire un courant de fluide

de propulsion, les moyens de sortie des gaz de propul-

sion étant disposés de façon à recevoir et évacuer le fluide de propulsion proddit par le groupe moteur et ayant une forme telle qu'ils se trouvent sensiblement à l'intérieur d'une saillie arrière de la zone de divergence maximum.

9. 2496593

11 - Moyen de sortie de gaz de propulsion pour

avion, caractérisé en ce qu'il correspond à l'une quelcon-

que des revendications précédentes.