FR2535286A1 - Nacelle permettant un ecoulement laminaire et procede de realisation - Google Patents

Abstract

NACELLE PERFECTIONNEE POUR MOTEUR D'AVION QUI PERMET DE REDUIRE LA TRAINEE AERODYNAMIQUE PENDANT LE VOL. DANS L'UN DES MODES DE REALISATION, LA NACELLE RENFERME UN TURBO-MOTEUR ET COMPREND UN BORD D'ATTAQUE 34 ET UN BORD DE FUITE 36, ENTRE LESQUELS S'ETEND UNE CORDE DE REFERENCE 38, ET UNE SURFACE EXTERIEURE 40 QUI EST CONTINUE ENTRE LE BORD D'ATTAQUE ET LE BORD DE FUITE. LA SURFACE EXTERIEURE 40 COMPORTE UNE PARTIE AVANT 42, UNE PARTIE INTERMEDIAIRE 44, ET UNE PARTIE ARRIERE 46, ET PRESENTE UN PROFIL DEFINI PAR UNE EPAISSEUR VARIABLE MESUREE ORTHOGONALEMENT ENTRE LA CORDE ET LA SURFACE EXTERIEURE. CE PROFIL A UNE EPAISSEUR MAXIMUM A L'INTERSECTION 48 DES PARTIES AVANT ET INTERMEDIAIRE, LAQUELLE EST SITUEE A PLUS D'ENVIRON 36 DE LA LONGUEUR DE LA CORDE A PARTIR DU BORD ANTERIEUR, ET PERMET D'AUGMENTER L'ETENDUE DE L'ECOULEMENT LAMINAIRE SUR LA NACELLE DE MANIERE A REDUIRE LA TRAINEE AERODYNAMIQUE. APPLICATION AUX MOTEURS D'AVION.

Description

La présente invention concerne une nacelle pour le logement d'un moteur d'avion et, plus particulièrement, une nacelle permettant de réduire la trainee aérodynamique qu'elle exerce.

Dans un avion subsonique dont le moteur est monté à l'extérieur, comme cela est le cas, par exemple, d'un moteur à turbine à gaz qu'un pylône assujettit à l'aile, la trainée aérodynamique due à l'écoulement libre de l'air sur la nacelle du moteur peut représenter classiquement environ 4% de la poussée totale. Toute diminution de cette traînée peut se traduire par des économies importantes en matière de consommation de carburant.

Par conséquent, il est souhaitable qu'une nacelle de moteur constitue un logement de faible poids pour un moteur d'avion, provoquant une trainée aérodynamique d'une valeur relativement petite. Un exemple de nacelle de l'art antérieur dont la trainée aérodynamique est relativement petite fait l'objet du brevet des E.U.A. n" 3.533.237 incorporé ici par référence.

La trainée aérodynamique due a une nacelle est déterminée par la distribution de pression et par la friction, définie par un coefficient de frottement sans dimension Cf comme cela est connu de 1 'homme de l'art, sur la surface exterieure de la nacelle sur laquelle sécoule le courant d'air libre pendant le vol de 1 'avion L'homme de l'art sait également que la trainée aérodynamique est réduite lorsque la distribution de la pression en surface favorise la présence d'une couche limite laminaire sur la surface exterieure de la nacelle, sans que cette couche soit séparée de la surface extérieure. Le coefficient de frottement Cf et donc la
trainée aérodynamique, a une valeur réduite si une telle couche limite laminaire est présente.

Il est également connu de l'homme de l'art que là où il y a passage d'un écoulement laminaire à un écoulement turbulent pour la couche limite longeant la surface extérieure de la nacelle, le coefficient de frottement. Cf et par conséquent la trainee aérodynamique, ont des valeurs plus grandes. il est donc souhaitable de disposer d'une nacelle qui favorise une distribution de la pression en surface permettant d'augmenter l'étendue de la couche limite à écoulement laminaire, de réduire celle de la couche à écoulement turbulent, et d'éviter la separation de la couche limite.

Une nacelle est classiquement un élément annulaire qui renferme un moteur d'avion, tel qu'un moteur à turbine à gaz. Contrairement à l'aile qui s'étend dans le sens longitudinal et comporte des surfaces superieure et inferieure con çues pour assurer une portance maximum et une trainée réduite, la nacelle s'étend circonférentiellement et comprend une surface extérieure dont la fonction principale est de renfermer le moteur et de réduire la trainee.

Mais, tant dans une nacelle que dans une aile, la distribution de la pression sur leur surface constitue un facteur important dans la détermination de l'étendue du courant d'air laminaire et du courant d'air turbulent passant au-dessus. Dans une aile, par exemple, la distribution de la pression dépend du profil des bords d'attaque et de fuite et des surfaces supérieure et inferieure. Un changement de profil a des répercussions sur toute la distribution de la pression au-dessus de l'aile.

Dans une nacelle, au contraire, la distribution de la pression est principalement influencée par le profil des zones constituant les bords d'attaque et de fuite et de la surface extérieure. L'interaction entre la surface intérieure de la nacelle et le courant d'air libre est faible et par conséquent cette surface a peu d'effet sur la distribution de la pression.

En outre, dans le cas où une nacelle est montée à proximité du fuselage, du pylône ou d'une aile d'avion, la distribution de la pression à son dessus peut être aussi influencée par la présence de ces structures avoisinantes. Un changement dans le profil des éléments de la nacelle et la présence de structures avoisinantes influent sur toute la distribution de la pression au-dessus de la surface extérieure de la nacelle.

Les tentatives faites dans le passe pour maintenir et étendre un écoulement laminaire sur les ailes et les nacelles ont impliqué l'emploi de dispositifs de commande actifs. Un dispositif de commande actif nécessite une source auxiliaire d'énergie qui coopère avec la surface afin de conférer de l'énergie à la couche limite ou d'éliminer cette couche pour maintenir un écoulement laminaire et empêcher la séparation de la couche limite.

Par exemple, on connaît dans la technique la présence dans la surface à contrôler de fentes ou de trous d'aspiration ou de soufflage de la couche limite. La fente est reliée à une pompe par une conduite intérieure et permet de réduire ou d'éviter un écoulement turbulent et donc de maintenir un écoulement laminaire avec couche limite. Cependant le supplément de poids et la plus grande consommation d'énergie occasionnés par le dispositif de commande contrebalancent les avantages présentés par la réduction de la trainée aerodynamique.

Par conséquent la présente invention a pour buts de:
- réaliser une nacelle perfectionnée pour le logement d'un moteur d'avion, qui permet de réduire la trainée aérodynamique pendant la marche de l'avion;
- réaliser une nacelle perfectionnée ne nécessitant aucun dispositif actif pour réduire la trainée aérodynamique;
- réaliser une nacelle perfectionnée dans laquelle l'écoulement laminaire se produit sur une surface accrue et l'écoulement turbulent sur une surface réduite;
- réaliser une nacelle perfectionnée ayant un profil qui permet de maitriser la distribution de la pression sur sa surface afin de réduire la trainée aérodynamique.

Selon la présente invention, on prévoit une nacelle perfectionnée destinée à être utilisée sur un avion, qui permet de réduire la trainée aérodynamique pendant la marche de l'avion. Dans un mode de réalisation de l'invention, la nacelle renferme un moteur à turbine à gaz et comporte un bord d'attaque et un bord de fuite, ayant une corde de référence qui s'étend entre eux, et une surface extérieure continue entre le bord d'attaque et le bord de fuite. La surface extérieure comprend une partie avant, une partie intermédiaire, et une partie arrière et son profil est défini par une épaisseur relative mesurée orthogonalement entre la corde de référence et la surface extérieure. Le profil présente une épaisseur maximum à l'intersection des parties avant et intermédiaire, intersection se trouvant à environ plus de 36% de la longueur de la corde à partir du bord d'attaque. Le profil de la surface extérieure permet d'obtenir un écoulement laminaire le long de la partie avant et des pressions qui diminuent continûment suivant un gradient négatif entre les bord antérieur et l'intersection, et un écoulement turbulent le long des parties intermédiaire et arrière et des pressions qui augmentent continûment suivant un gradient positif entre l'intersection et la partie arrière.

La description qui va suivre se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement
- Figure 1, une vue partiellement en coupe d'une turbosoufflante fixée à une aile d'avion par un pylône et incorporant une nacelle selon un mode de réalisation de la présente invention;
- Figure 2, une vue en coupe agrandie de la nacelle de la figure 1,
- Figure 3, une courbe selon un mode de réalisation de la présente invention de la distribution de pression le long de la surface extérieure de la nacelle de la figure 2 par rapport a une corde de référence s'étendant entre le bord d'attaque et le bord de fuite;
- Figure 4, un diagramme du profil de la nacelle de la figure 2 normalisé par rapport à la corde de référence, qui permet d'obtenir la distribution de pression selon la figure 3;;
- Figure 5, une courbe du rayon de courbure de la nacelle de la figure 2 normalisée par rapport à la corde de référence;
- Figure 6, une vue agrandie de la zone formant le bord d'attaque de la nacelle de la figure 2;
- Figure 7, une vue agrandie de la zone formant le bord de fuite du profil de nacelle normalisé représenté en figure 4;
- Figure 8, une vue en coupe d'un moteur a turbine a gaz à éjection unique incorporant une nacelle selon un autre mode de réalisation de la présente invention.

En figure 1, on a représenté une turbosoufflante a taux de dilution élevé 10 qu'un pylône 14 de forme aérodynamique assujettit à l'aile 12 d'un avion (non représenté). La turbosoufflante 10 comprend une soufflante 16 entraînée par un générateur de gaz 18.

Renfermant le moteur 10, une nacelle annulaire 20 comprend un capot 22 entourant le générateur de gaz 18 ainsi qu'un capot 24, selon un mode de réalisation de la présente invention, entourant la soufflante 16. Le capot 24 du ventilateur entoure également, en en étant espacé, une partie avant du capot 22 du générateur de gaz de manière à définir une tuyère annulaire 26 de refoulement de soufflante. Le capot 24 de la soufflante comporte une ouverture d'entrée 28 destinée à recevoir la partie 30 du flux d'air libre 32 entrant dans le moteur.

Pendant le vol de l'avion, par exemple à sa vitesse de croisière, le flux d'air 30 est accéléré par la soufflante 16 et éjecté par la tuyère 26 en passant sur le capot 22 du générateur de gaz de manière a creer une poussée. Le flux d'air libre 32 s'écoule vers l'aval en passant au-dessus du capot de soufflante 24 de la nacelle, frotte ce capot et produit une trainée aérodynamique, dont une partie importante constitue la trainée due à la friction qui agit dans la direction opposée au sens de déplacement de l'avion.

Un objet principal de la présente invention est de réaliser une nacelle, telle que le capot de soufflante 24, qui permette de réduire la trainée aérodynamique due au flux d'air libre 32 passant au-dessus lors du vol à vitesse de croisiere subsonique de l'avion. La réduction de la trainée aérodynamique en vol de croisière est obtenue en conférant à la surface du capot de soufflante 24 un profil de surface aérodynamique prédéterminé conçu pour provoquer une distribution de la pression qui facilite la forration d'une couche limite laminaire naturelle sur une partie accrue de la surface extérieure du capot 24 de la nacelle 20 sans entrainer la separation de la couche limite.

Cependant, étant donné que le flux d'air 30 du moteur s 'échappant de la tuyère de soufflante s'écoule principalement sur le capot 22 de la nacelle 20, le profil de ce capot 22 de la nacelle 20 est de préférence déterminé suivant des pratiques classiques.

En figure 2, on a représente avec davantage de détails le capot de soufflante 24 de la figure 1. Le capot 24 comprend un bord d'attaque annulaire 34 et un bord de fuite 36 également annulaire entre lesquels s'étend une corde de référence 38 de longueur C. Le capot 24 présente aussi une surface extérieure 40 qui est continue entre le bord d'attaque 34 et le bord de fuite 36.

Cette surface comporte une partie avant 42, une partie intermédiaire 44, et une partie arrière 46. La partie avant 42 s'étend entre le bord d'attaque 34 et une première intersection 48 réunissant la partie avant 42 à la partie intermédiaire 44. La partie arrière 46 s'étend entre une seconde intersection 50 et le bord de fuite 36 et s'unit à la partie intermediaire 44.

Une caractéristique importante du capot de soufflante 24 est constituée par le profil de sa surface exterieure 40. Ce profil est le contour de la surface extérieure 40 et peut etre défini par une épaisseur relative variable T représentant la distance entre la surface extérieure 40 et la corde de référence 38. L'epaisseur
T augmente le long de la-corde 38 entre le bord d'attaque 34 et un point, où sa valeur Tniax est maximum, situe à la premiere intersection 48. Elle diminue ensuite le long de la corde 38 entre la première intersection 48 et le bord posterieur 36.

Une autre caractéristique importante du capot 24 est que la section d'épaisseur maximum T maux est située plus en arriere sur la corde 38 que la section d'épaisseur maximum Tmax2 d'un berceau classique 52 de l'art antérieur, représente en pointillé à des fins de comparaison en figure 2. Cette particularité, ainsi que d'autres caractéristiques qui seront décrites ci-apres, se traduisent par l'établissement d'un écoulement laminaire sur la partie avant 42 et la limitation d'un écoulement turbulent à la partie intermédiaire 44 et à la partie arrière 46 sans qu'il y ait séparation de la couche limite.

De manière a apprécier plus pleinement 1 'im- portance de la présente invention, il convient de proceder à une description de la distribution de la pression au-dessus du capot de soufflante 24. Il est connu de la technique qu'un gradient de pression dû à un courant d'air libre passant sur la surface d'une nacelle, par exemple la surface exterieure 40 du capot 24, influe sur 1 'emplacement de 1 'endroit où la couche limite passe d'un écoulement laminaire à un écoulement turbulent. En géne- ral, un gradient de pression négatif, c'est-à-dire une diminution de la pression dans le sens du courant, retarde le passage d'un écoulement laminaire à un écoulement turbulent.

On sait également qu'un gradient de pression positif doit suivre un gradient de pression négatif pour qu'il y ait retour de la pression à la valeur ambiante, correspondant à un écoulement libre. C'est dans la zone où le gradient de pression est positif que l'écoulement au-dessus de la nacelle devient turbulent, se traduisant par une augmentation de la trainée.

Cependant l'augmentation de l'étendue de 1 'écoulement laminaire dans une nacelle de longueur finie impose une diminution de la longueur dans laquelle la pression peut être ramenée à la valeur ambiante. Cela a constitué un facteur de limitation dans les nacelles de l'art antérieur car le raccourcissement de la longueur restante servant à ramener la pression à la valeur ambiante favorisait la séparation de la couche limite. L'amorce de la separation de la couche limite à l'intérieur de la zone d'écoulement turbulent a pour effet d'augmenter sensiblement la trainée et est donc fâcheuse. Il en résulte que les nacelles de l'art antérieur comprennent classiquement des zones relativement grandes où l'écoulement est turbulent de maniere à ramener convenablement la pression à la valeur ambiante et éviter la séparation de la couche limite.

Cependant, selon la presente invention, on peut obtenir une augmentation importante de l'étendue de l'écoulement laminaire sans qu'il y ait séparation de la couche limite avec un capot de soufflante 24 ayant une forme prédéterminée, par exemple la forme représentée en figure 2, laquelle permet d'établir une distribution prédéterminée de la pression sur la surface extérieure 40 du capot 24.

En figure 3, on a représenté des courbes de la distribution, selon la presente invention, de la pression due à un flux d'air libre sur la surface extérieure d'une nacelle par exemple sur le capot de soufflante 24 representé figure 2. En abscisse, on a porté une distance X/C sans dimension, normalisée, où C est la longueur de la corde 38 et X une distance mesurée le long de la corde 38 à partir du bord d'attaque 34 (tel qu'in diqué en figure 2). Par exemple, le bord d'attaque 34 et le bord de fuite 36 correspondent à X/C = 0,0 et
X/C = 1,0, respectivement, ce que l'on peut presenter sous une autre forme par O Z de C ou 100 Z de C, respectivement.

En ordonnée dans la figure 3 on a porté la pression regnant sur la surface du capot 24 pour chaque valeur de l'abscisse X/C. La pression peut être, par exemple, un coefficient de pression Cp défini par 2 (PS P)/dv2, où P, v et d représentent respectivement la pression, la vitesse et la densité du flux d'air 32, et PS la pression statique mesurée à la surface exterieure de la nacelle. On pourrait également représen ter la pression, par exemple par le rapport Ps/PT, ou PT est la pression totale du flux d'air libre.

En figure 3, la courbe en pointillé 54 represente la distribution de Cp pour une nacelle de l'art antérieur, le profil de cette nacelle correspondant sensiblement à la ligne en pointillé 52 de la figure 2.

La distribution 54 de Cp de l'art antérieur comprend une partie 56, où le gradient de pression est négatif, entre les valeurs O Z C et environ 10 Z de C. A la partie 56 correspond un écoulement laminaire de courte longueur ayant un coefficient de frottement C f de valeur relativement faible, d'où une trainée relativement peu importante.

A environ 10 Z de C,la-distribution 54 de Cp présente un minimum negatif 58 ou la courbe passe brutalement de la partie 56 à gradient négatif à une partie 60 où le gradient de pression est positif. La partie 60 s'étend entre environ lO%'deC et 100 Zde C. La variation brutale à 10 Z de C de la distribution de Cp et la partie 60 à gradient positif se concrétisent par un écoulement turbulent de longueur relativement importante ayant un coefficient de frottement Cf relativement élevé, ce qui se traduit par une trainée aérodynamique plus grande.On notera que la séparation de la couche limite est réduite ou éliminée dans la nacelle 52 de l'art antérieur en augmentant l'étendue de l'écoulement turbulent au prix d'une diminution de celle de l'écoulement laminaire, donc d'un accroissement de la trainée.

En figure 3 on a egalement represente une distribution 62 de Cp prédéterminée pour un écoulement laminaire selon un mode de réalisation de la présente invention. A la courbe de distribution 62 de Cp correspond un écoulement laminaire ayant une étendue supérieure à celle de l'-art antérieur, et sans séparation de la couche limite. La courbe de distribution 62 de Cp se caracterise par une diminution continue du coefficient de pression Cp entre 0 Z de C et un minimum négatif 64 se produisant à une valeur de X/C supérieure à la valeur correspondante, à savoir environ 10 % de C, de la courbe de l'art antérieur.

Dans le mode de réalisation particulier représenté en figure 3, le minimum 64 a lieu entre environ 50 Z de C et environ 60 Z de C, et, de préférence, à environ 56 Z de C.

En outre, la position du minimum 64 correspond à l'endroit ou 1 'épaisseur est maximum (TmaX), c'est- -dire à la pre mière intersection 48 de la figure 2. Ceci contraste avec la nacelle 52 de l'art antérieur (figure 2), où la position du minimum 58 de Cp, de la figure 3, se trouve à l'avant de l'endroit d'épaisseur maximum de l'art antérieur, Tmax2 en figure 2.

Dans le mode de réalisation de la présente invention représenté en figure 3, la courbe de distribution 62 de CP de l'écoulement laminaire présente une première partie 66 à gradient négatif qui décroit depuis une valeur positive de
Cp pour 0% de C jusqu'à une valeur négative de Cp correspondant à environ 10% de C. La courbe 62 de Cp comporte une seconde partie 68 à gradient négatif en prolongement de la pre mière partie, qui s'etend entre 10 de C et le minimum 64 de Cp correspondant à environ 56% de C. Le gradient négatif de la seconde partie 68 est inférieur à celui de la premiere partie 66. En outre, les première et seconde parties 66, 68 sont sensiblement convexes par rapport à l'axe de l'abscisse
X/C.

Le terme convexe a pour but-d'indiquer que le centre du rayon de courbure d'une courbe, tel-le que la seconde partie 68, est situé entre la courbe et l'axe des abscisses X/C.

D'une manière correspondante, l'expression concave s'entend pour une courbe dont le centre du rayon de courbure est placé sur le coté de la courbe à l'opposé de l'axe des abscisses
X/C.

Une caractéristique importante de l'invention qui permet d'augmenter l'étendue de l'écoulement laminaire sur la surface 40 de la nacelle provoquant une réduction de la trainee, est constituée par la partie 70 de la courbe qui présente un gradient positif prédéterminé. La partie 70 de gradient positif s'étend entre les points correspondants à environ 56% de C à 100% de C et permet d'éviter la séparation de la couche limite. Plus specifiquement, à environ 56% de C, la courbe de distribution 62 de Cp présente une partie de transition au voisinage du minimum 64 de Cp où la valeur de la pente, ou du gradient, de négative devient positive. Ce changement se produit d'une façon plus progressive que le changement brutal présenté par la courbe 54 de Cp de l'art antérieur et constitue un facteur permettant d'éviter la séparation de la couche limite. Entre les points correspondant approximativement à 56% de C et à 100% de C, la partie 70 de gradient positif s'étend entre le minimum 64 de Cp et une valeur positive-de CP. Dans un mode de réalisation recommandé, la partie 70 correspondant à la portion arrière 46 contiguë au bord de fuite 36 (comme en figure 2) diminue à un taux décroissant et présente une forme sensiblement concave par rapport à l'axe des abscisses X/C, et peut être, par exemple, parabolique.

Lorsque le profil d'une nacelle, tel que le capot de soufflante 24 représenté en figure 2, est conçu de manière à réaliser une distribution de la pression telle que celle représentée par la courbe 62 de Cp pour l'écoulement laminaire de la figure 3, cet écoulement peut s'établir entre 0% de
C et environ 56% de C. L'écoulement laminaire et la faible valeur du coefficient de frottement Cf qui y est associee se traduisent par une surface de nacelle provoquant une traînée aérodynamique sensiblement réduite pendant le vol en croisière de l'avion sans qu'il y ait séparation de la couche limite.

En figure 4, on a représente le profil normalisé 72 d'une nacelle selon un mode de réalisation particulier de la presente invention. Comme décrit précédemment, le rapport
X/C est en abscisse, et on a porté en ordonnée le rapport entre l'épaisseur T et la longueur C de la corde. Le profil 72 permet d'obtenir la courbe 62 de Cp pour l'écoulement laminairé représentée en figure 3. Dans la mesure où le profil 72 est normalisé, on peut l'employer dans la définition de n'importe quelle nacelle en utilisant simplement une échelle appropriée. A cet égard, le profil 72 de la figure 4 est une représentation sans dimension du capot de soufflante 24 de la figure 2.

Bien que la courbe 62 de Cp pour l'écoulement laminaire selon la présente invention ait fait l'objet d'une détermination, il n'est pas possible de prédéterminer totale ment un profil spécifique pour le capot 24 qui puisse conve nir à toutes les applications d'un moteur d'avion. La raison en est que de nombreux facteurs, comme on l'a decrit precédemment, influent sur la distribution de la pression autour du capot 24.

Il en résulte que le profil spécifique du capot de soufflante 24 de la figure 2 permettant d'obtenir la courbe souhaitée 62 de Cp pour l'écoulement laminaire, représentée en figure 3, sera fonction des conditions structurelles particulières d'une application donnée. Pour déterminer un profil spécifique, on peut faire appel à une méthode d'analyse inverse, connue de l'homme de l'art. Dans cette méthode, on fait varier systématiquement le profil du capot 24, et on détermine analytiquement ou expérimentalement la distribution
Cp résultante en prenant en considération tous les facteurs appropriés jusqu'à obtention de la distribution 62 de Cp recherchee.Cependant, bien que deux nacelles ayant des profils permettant un écoulement laminaire, réalisées suivant la présente invention, ne soient generalement pas identiques, il n'en reste pas moins qu'elles présenteront des caractéristiques communes les distinguant des nacelles de l'art anterieur.

L'une de ces caractéristiques, comme décrit anterieurement, est la position sur la corde 38 entre environ 50% de C et environ 60% de C de l'endroit où l'épaisseur est maximum (Tmx) position qui correspond au minimum 64 de la courbe de Cp.

Une autre caractéristique ressort de la courbe normalaisé de 1 'épaisseur en figure 4. L'épaisseur maximum Tmax du capot 24 est supérieure à celle de la nacelle 52 de l'art antérieur. En outre, la valeur de T mat est, dans la présente invention, comprise entre environ 6% et environ 10% de la longueur C de la corde et de préférence environ 7% de cette longueur.

La courbure du profil du capot 24 en figure 2 et 4, selon la presente invention, constitue aussi un facteur im portant pour l'obtention de la courbe 62 de Cp de l'ecoule- ment laminaire représentée en figure 3. Commençant par la zone proche du bord d'attaque 34 du capot 24, comme représenté en figure 2 et plus en détail en figure 6, le bord 34 a un rayon de courbure R1 qui est inférieur à environ 0,5% de la longueur C de la corde. R1 est classiquement plus petit que dans la nacelle 52 de l'art antérieur et compris entre environ 0,1% et environ 0,5% de la longueur C, 0,1% étant la valeur recommandée.

La surface intérieure 80 du capot 24 contiguë au bord antérieur 34 (figures 2 et 6) se fond aerodynamiquement avec l'ouverture d'entrée 28 suivant des pratiques classiques.

La courbure de la surface extérieure 40 du capot 24 est définie avec davantage de détails figure 5, laquelle représente des courbes du rayon de courbure R des profils de la figure 2 normalisée par rapport à la longueur C de la corde en fonction du rapport X/C. La ligne en trait plein 74 représente la courbe du rapport R/C pour un ecoulement laminaire selon la presente invention et, à titre de comparaison, la ligne en pointillé 76 la courbe de ce même rapport pour la nacelle 52 de l'art antérieur. La courbe 74 joue également un rôle important dans la détermination du profil de la surface 40 pour obtenir une trainée aérodynamique réduite sans séparation de la couche limite.

Entre les points 10% de C et 56% de C, ce qui correspond à la partie avant 42 du capot de soufflante 24 de la figure 2, la courbe 74 du rapport R/C est convexe par rapport à l'axe de l'abscisse X/C et la valeur de ce rapport augmente suivante une pente décroissante pour atteindre le point où l'épaisseur T maux est maximum, c'est--à-dire à 56% de
C. A ce point, la courbe 74 présente une discontinuite, donc deux valeurs de pente, et le rapport R/C diminue brutalement.

Entre 56% de C et environ 85% de C, ce qui correspond à la partie intermédiaire 44 du capot 24, la courbe 74 est concave par rapport à l'axe de l'abscisse X/C et présente un minimum local 78 à environ 65% de C.

La courbe R/C 74, tant pour la partie avant 42 que pour la partie intermédiaire 44, présente des valeurs positives, ce qui signifie que le profil réel de la surface extérieure 40 du capot 24 est convexe par rapport à la corde 38. A environ 85% de C, ce qui correspond au second point d'intersection 50,la courbe 74 tend vers l'infini, c'est-àdire que le profil réel du capot 24 se rapproche d'une ligne droite. Entre 85% de C et 100% de C, ce qui correspond à la partie arrière 46 du capot 24, le profil réel du capot reste sensiblement rectiligne ou concave, le rapport R/C prenant des valeurs négatives.

Par contraste avec la courbe 76 du rapport R/C pour l'art antérieur, représentée en pointillé en figure 5, laquelle est continue et sensiblement convexe par rapport à l'axe de l'abscisse X/C, la courbe 74 du rapport R/C pour un ecoulement laminaire, présente des discontinuités et comporte des parties convexe et concave, comme on l'a décrit précédemment, dont la presence est recommandée pour augmenter l'étendue de l'écoulement laminaire au-dessus du capot 24 sans qu'il y ait séparation de la couche limite.

La figure 7 représente avec davantage de détails le diagramme de la figure 4 entre 56% de C et 100% de C. Cette partie du capot 24 joue un rôle important pour faciliter le retour de la pression à la valeur de l'écoulement libre dans l'ambiance sans être à l'origine d'une séparation de la couche limite. Plus specifiquement, la partie arrière 46 du capot 24 présente un angle de corde Y défini par l'angle formé par la corde 38 et une ligne reliant le point de la surface extérieure 40 où l'épaisseur est maximum (Tmax) et le bord de fuite 36. L'angle Y est, dans la présente invention, compris entre environ 6" et environ 11 et de préférence égal à environ 9". L'angle Y est approximativement le double de l'angle correspondant de la nacelle 52 de l'art antérieur
(Figure 2). De plus, la partie arrière 46 de la surface exté rieure 40 présente un angle Z à son bord de fuite, défini par l'angle formé par la corde 38 et une ligne tangente à la surface extérieure 40 au droit du bord de fuite 36. Cet angle Z est, dans la présente invention, inférieur à l'angle
Y et de préférence égal à environ 8".

Le profil de la surface extérieure 40, comme repre senté dans les figures et décrit précédemment, permettra d'obtenir une nacelle dont la trainée aérodynamique sera inferieure à celle des nacelles classiques de l'art antérieur.

On remarquera qu'aucun facteur, pris isolément, ne permet d'obtenir un écoulement laminaire de plus grande longueur sans séparation de la couche limite. Il est préférable de faire appel à la combinaison des facteurs, telle que décrit ci-dessus, selon la présente invention.

Le profil de la surface extérieure 40, décrit ci-dessus, peut s'appliquer à n'importe quelle section longitudinale du capot de soufflante 24. Cependant, s'agissant des sections situées sur la circonference du capot 24 qui sont influencees par l'aile 12, le pylône 14 ou le fuselage, le profil de la surface extérieure 40, représenté en figure 4, peut comporter quelques variantes appropriées de façon à tenir compte de ces influences tout en restant dans le cadre de la présente invention.

La nacelle 20, ou plus particulièrement le capot de soufflante 24, réalisé conformément à la présente invention peut provoquer, à la vitesse de croisière, une diminution de la traînée aérodynamique d'environ 50% par rapport aux nacelles de l'art antérieur. Néanmoins, le bord d'attaque 34 est moins efficace, comme on l'a décrit précédemment, lorsque l'avion ne vole pas à sa vitesse de croisière. Pour augmenter les effets du bord d'attaque 34 dans de telles conditions de vol, on peut prévoir un dispositif approprie, classique (non représenté) sur ce bord d'attaque. Ce dispositif permet de modifier le courant passant sur la partie avant 42 du capot 24 de manière à maintenir une couche limi te non séparée pendant le vol de l'avion à des vitesses autres que la vitesse de croisière.

Bien que la présente invention ait té décrite en liaison avec une nacelle 20 comprenant un capot de soufflante 24 pour turbosoufflante 10 à double flux séparé, on notera qu'une nacelle appropriée permettant un écoulement laminaire peut être prévue pour d'autres applications comportant un moteur.

Par exemple, une nacelle 82 avec écoulement laminaire, selon un autre mode de réalisation de l'invention, peut être prévu pour un turbo-reacteur ou turbosoufflante 84 à une seule tuyère d'objection comme représenté en figure 8. La forme de la nacelle 82 est semblable dans ses grandes lignes à celle du capot 24 représente en figure 2 et correspond au profil normalisé 72 pour écoulement laminaire faisant l'objet de la figure 4. De plus, la nacelle 82 permet d'obtenir la courbe de distribution 62 de Cp de l'écoulement laminaire, telle que représentée en figure 3.

En outre, bien que l'on ait décrit une nacelle 20 de forme annulaire, la présente invention s'applique aussi à des nacelles presentant une autre configuration. Par exemple, on peut prévoir une nacelle à deux dimensions (non représentée), défini par une série d'éléments de capot, où le profil de chaque éléme-nt permet d'obtenir la courbe de distribution 62 de Cp de 1 écoulement laminaire représente en figure 3.

Naturellement, on comprendra que pour obtenir et maintenir 1 'écoulement laminaire sur la surface d'une nacelle, il est nécessaire que celle-ci soit pratiquement lisse de manière à éviter les discontinuités ou emplacements propices à la propagation d'un écoulement turbulent ou à la séparation de la couche limite.

Claims (24)

REVENDICATIONS

1. Nacelle (20) destinée à être utilisée sur un avion, caractérisée en ce qu'elle comprend

- un bord d'attaque (34) et un bord de fuite (36) entre lesquels s'étend une corde de référence (38) de longueur C, et,

- une surface extérieure (40) s'étendant de fa çon continue entre le bord d'attaque et le bord de fuite, et comportant une partie avant (42), une partie intermédiaire (44), et une partie arrière (46);;

la surface extérieure ayant un profil défini par une épaisseur relative mesurée orthogonalement entre la corde (36) et la surface extérieure (40), cette épaisseur allant en augmentant le long de la corde entre le bord d'attaque (34) et un endroit, où elle est maximum, situe à une première intersection (48) unissant la partie avant à la partie intermédiaire, cet endroit d'epaisseur maximum se trouvant à environ plus de 36% de la longueur C, l'épaisseur diminuant ensuite le long de la corde entre l'endroit d'épaisseur maximum et une seconde intersection (50) unissant la partie intermédiaire (44) à la partie arrière (46) et continuant à décroître entre cette seconde intersection et le bord de fuite (36); et

le profil de la surface exterieure (40) permettant la formation d'un écoulement laminaire le long de la partie avant (42) et l'établissement d'une pression due au flux d'air passant dessus qui diminue continûment suivant un gradient negatif entre le bord d'attaque (34) et l'endroit (48) d'épaisseur maximum, ainsi que la formation d'un écoulement turbulent le long de la partie intermédiaire (44) et de la partie arrière (46) et l'établissement d'une pression due au flux d'air passant dessus qui augmente continûment suivant un gradient positif entre l'endroit (48) d'épaisseur maximum et le bord de fuite (36).

2. Nacelle selon la revendication 1, caractérisé en ce que la pression est représentée par un coefficient de pression CP.

3. Naceile selon la revendication 1, caractérisée en ce que 1 'endroit (48) où 1 'épaisseur est maximum est situé entre environ 50% de la longueur C et environ 60% de la longueur C.

4. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que 1 'endroit (48) ou l'épaisseur est maximum est situé à environ 56 de la longueur C.

5. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'épaisseur maximum de la surface extérieure (4C) a une valeur superieure à environ 6% de la longueur C de la corde.

6. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que la pression diminue entre une valeur positive pres du bord d'attaque (34) et une valeur négative minimum à l'endroit (48) ou 1 'épaisseur est maximum, et augmente entre cette valeur négative minimum et une valeur positive au bord de fuite (36).

7. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que la pression régnant le long de la partie avant (42) diminue suivant un taux décroissant entre la seconde intersection (50) et le bord de fuite (36);

8. Nacelle selon la revendication 1, caractérisé en ce que le bord antérieur (34) a un rayon de courbure in férieur à environ 0,5% de la longueur C de la corde (38).

9. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que le bord antérieur (34) a un rayon de courbure compris entre environ 0,1% et 0,5% de la longueur C de la corde (38).

10. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que le bord d'attaque (34) a un rayon de courbure égal à environ 0,1% de la longueur C de la corde (38).

11. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que la partie avant (42) a un rayon de courbure de valeur positive, et qui augmente suivant un taux décroissant entre le bord d'attaque (34) et l'endroit (48) où l'épaisseur est maximum.

12. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce que la partie intermédiaire (44) a un rayon de courbure de valeur positive, et qui diminue entre la premiere intersection (48) et un endroit où sa valeur positive est minimum, et augmente à partir de cet endroit jusqu la seconde intersection (50).

13. Nacelle selon la revendication 12, caractérisée en ce que la seconde intersection (50) est située à environ 85X de la longueur C.

14. Nacelle selon la revendication 1, caractérisee en ce que la partie arrière (46) a un rayon de courbure de valeur negative, et qui augmente entre la seconde intersection (50) et le bord de fuite (36).

15. Nacelle selon la revendication 1, caractéri sée en ce que la partie arrière (46) de la surface extérieure (40) présente un angle de corde (Y) défini par l'angle forme entre la corde (38) et une ligne reliant la surface exterieure à l'endroit (48) d'épaisseur maximum et le bord de fuite (36), cet angle ayant une valeur comprise entre environ 6" et environ 11".

16. Nacelle selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'angle de corde (Y) est d'environ 9 .

17. Nacelle selon la revendication 15, caracteri- sé en ce que la partie arrière (46) de la surface extérieure (40) presente un angle de bord de fuite (Z) defini par l'angle formé entre la corde (38) et une ligne tangente à la surface extérieure au droit du bord de fuite (36), cet angle ayant une valeur inférieure à celle de l'angle de corde (Y).

18. Nacelle selon la revendication 17, caractérisée en ce que l'angle (Z) du bord de fuite est égal à environ 8".

19. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend un capot de soufflante (24) pour turbo-moteur à double flux.

20. Nacelle selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend un capot pour turbo-reacteur à une seule tuyère d'éjection.

21. Nacelle t20) destinée à renfermer un moteur d'avion, caractérisée en ce qu elle comprend

- un bord d'attaque (34) et un bord de fuite (36) entre lesquels s'étend une corde (36) de longueur C; et

- une surface extérieure (40) continue entre le bord d'attaque et le bord de fuite et comportant une partie avant (42), une partie intermédiaire (44) et une partie arrière (46);

la surface extérieure (40) ayant un profil défini par une épaisseur relative mesurée orthogonalement entre la corde (36) et cette surface extérieure, l'epaisseur ayant une valeur maximum égale à environ 7% de la longueur C de la corde à l'intersection (48) entre la partie avant (42) et la partie intermédiaire (44), intersection situee à envi- ron 56% de C; ;

la partie arrière (46) de la surface extérieu- re (40) présentant un angle de corde (Y) défini par la corde (38) et une ligne reliant la surface extérieure au point (48) ou l'épaisseur est maximum et le bord de fuite (36), ayant une valeur d'environ 90; et

le profil de la surface extérieure permettant d'obtenir un ecoulement laminaire le long de la partie avant (42) et un coefficient de pression (Cp) dû au flux d'air passant au-dessus qui diminue continûment suivant un gradient négatif entre le bord d'attaque (34) et l'intersection (48), et un écoulement turbulent et un coefficient de pression dû au flux d'air passant au-dessus qui augmente progressivement suivant un gradient positif entre l'intersection (48) et le bord de fuite (36).

22. Procédé de production d'un profil de nacelle pour avion où celui-ci est défini par une épaisseur relative mesurée orthogonalement entre une corde de référence (38) et une surface extérieure continue (40) de la nacelle, la corde et la surface extérieure s 'étendant entre un bord d'attaque (34) et un bord de fuite (36) de la nacelle caractérisé en ce qu'il consiste à

- realiser une nacelle (20) présentant un profil ayant une partie avant (42) s'étendant entre le bord d'attaque (34) et un endroit (48), où l'épaisseur est maximum, situé à plus d'environ 36% de la longueur de la corde et une distribution de pression ayant un gradient négatif le long de la partie avant (42), puis un gradient positif jusqu'au bord de fuite (36), le profil permettant d'obtenir un écou- lement laminaire sur la partie avant et d'eviter la séparation de la couche limite.

23. Procéde de production d'un profil de nacelle pour avion où celui-ci est défini par une épaisseur relative mesuree orthogonalement entre une corde de référence (38) et une surface extérieure continue (40) de la nacelle, la corde et la surface extérieure s'étendant entre un bord d'attaque (34) et un bord de fuite (36) de la nacelle, caractérisé en ce qu'il consiste à

- réaliser un profil pour la nacelle;

- déterminer une distribution de pression due au profil résultant de la marche de l'avion en vitesse de croisiere subsonique; ;

- faire varier systématiquement le profil du berceau et déterminer la distribution de pression le concernant pour obtenir un profil comportant une partie avant (42) s'étendant entre le bord d'attaque (34) et un endroit (48), où 1 'épaisseur est maximum, situé à plus d'environ 36% de la longueur de la corde et une distribution de pression ayant un gradient négatif le long de la partie avant, puis un gradient positif jusqu'au bord de fuite (36), le profil permettant d'obtenir un écoulement laminaire sur la partie avant et d'éviter la séparation de la couche limite.

24. Procédé de production d'un profil de nacelle selon la revendication 23, caractérisé en ce que l'endroito (48) où l'épaisseur est maximum est situé entre environ 50% et 60% de la longueur de la corde C.