FR2613688A1

FR2613688A1 - Pylone pour avion

Info

Publication number: FR2613688A1
Application number: FR8804668A
Authority: FR
Inventors: Philip Roger Gliebe; Rudramuni Kariveerappa Majjigi
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1987-04-13
Filing date: 1988-04-08
Publication date: 1988-10-14
Anticipated expiration: 2008-04-08
Also published as: SE8801367L; GB2203710A; FR2613688B1; IT8820190A0; SE8801367D0; DE3811019A1; GB2203710B; SE502515C2; JPS6416497A; IT1218219B; US5156353A; GB8808609D0

Abstract

UN SYSTEME DE PROPULSION D'AVION COMPORTE AU MOINS UNE HELICE DE POUSSEE MONTEE SUR UNE NACELLE FIXEE A L'AVION PAR UN PYLONE, LEQUEL PRODUIT DES REMOUS QUI FRAPPENT L'HELICE. LES REMOUS DU SILLAGE DU PYLONE SONT MODIFIES 74, 75 DE MANIERE A REDUIRE LE BRUIT ET LES VIBRATIONS PAR L'INTERACTION ENTRE L'HELICE ET LES REMOUS. LE SYSTEME DE PROPULSION PEUT COMPORTER UNE PAIRE D'HELICES TOURNANT DANS DES DIRECTIONS OPPOSEES. APPLICATION AUX STRUCTURES DE FIXATION DES MOTEURS AU FUSELAGE DES AVIONS.

Description

La présente invention concerne un pylône pour avion, c'est-à-dire une

structure qui fixe son moteur au fuselage et, plus particulièrement, les aspects aérodynamiques et de

création du bruit d'une telle structure.

La figure 1 illustre un fuselage 3 d'avion mû par des hélices de propulsion 6Ar et 6Av montées à l'arrière et tournant dans des directions opposées. Les hélices sont entraînées par un mcteur (non représenté) renfermé dans une nacelle 9. Entre la nacelle 9 et le fuselage s'étend un pylône 12 qu'on voit plus clairement en figure 2. Le pylône est un carénage aérodynamique qui entoure la structure supportant le moteur, et d'autres dispositifs tels qu'une conduite de carburant et les lignes électriques, qui sont

connectées au moteur.

Quelle que soit sa conception, le pylône 12 provoque des remous dans son sillage pendant le vol. Une des raisons de l'existence de cette zone est que, comme cela est représenté en figure 2A, l'épaisseur 16 de la couche limite 16A augmente progressivement dans la direction aval 17, provoquant un profil de la vitesse 17A au bord de fuite 17B (le profil de vitesse 17A indique la variation de la vitesse des molécules d'air en fonction de la distance par rapport au pylône. Par exemple, le vecteur de vitesse 17C représente la vitesse de l'air à la distance 17D de l'axe 17E -2-

du pylône).

Le profil de vitesse 17A au bord de fuite du pylone produit un "défaut de vitesse" Vd dans la zone à remous qui est la différence entre la vitesse V de l'écoulement libre O (à l'extérieur de la zone à remous) et la vitesse locale V1 dans cet exemple. La zone présentant ce défaut de vitesse

s'accompagne d'un "défaut de débit massique" et par conse-

quent l'air, indiqué par le trajet 17H, a tendance à etre entraîné dans la zone 17F à défaut de vitesse, provoquant des

turbulences.

La seconde raison est que l'angle d'attaque du fuselage 3 change pendant le vol alors que le pylône est conçu pour produire des remous minimaux dans son sillage à un certain angle, en option, d'attaque. Par conséquent, le pylône produit des remous plus grands à des angles différant

de l'angle optimal.

La zone soumise aux remous du sillage a deux effets secondaires indésirables. Tout d'abord, lorsque les ailettes de l'hélice traversent la zone 15 soumise aux remous, elle la hache, produisant du bruit. Un exemple exagéré, représenté en figure 3, illustrera ce point. Lorque l'hélice 18 d'un bateau fonctionne en étant en partie immergée dans l'eau 21, chaque ailette fait du bruit lors de son entrée dans l'eau. On peut considérer l'eau comme analogue à la zone 15 de la figure 2; il y a génération de bruit lorsque chaque ailette de l'hélice

traverse la zone 15.

Si chaque hélice comporte huit ailettes et tourne à une vitesse de 20 tours/sec., il se produit alors 160 hachages par seconde. Cette situation ressemble à l'émission d'une source de bruit à une fréquence de 160 Hz, en même

temps que des sons harmoniques.

Le second effet est dû au fait que la sustentation produite par une ailette d'hélice est fonction de son angle d'attaque par rapport à l'air entrant. Lorqu'une ailette entre dans la zone 15, l'angle d'attaque change comme cela -3-

est représenté en figure 2B.

L'angle d'attaque A1 de l'ailette 6A est le vecteur

"somme 1" de deux vecteurs: (1) le vecteur V de l'écoule-

o ment libre, résultant de la vitesse avant de l'avion et (2) le vecteur rotation représentant la vitesse de rotation de

l'aillette 6A.

Lorsque l'ailette 6A entre dans la zone soumise aux remous, le vecteur V de l'écoulement libre est réduit, comme O cela est illustré par le vecteur V1 (également représenté en

figure 2A). Par conséquent, le vecteur "somme 1" se transfor-

me en vecteur "somme 2". Ce dernier vecteur, "somme 2",

provoque un angle d'attaque A2 plus grand.

Il en résulte que l'ailette 6A de l'hélice de propulsion devient plus lourdement chargée, et la charge de sustentation, agissant dans la direction de la flèche 26 en figure 1 (direction de la poussée) s'élève, provoquant la flexion de l'ailette dans cette direction. Dans le cas, par exemple, du type de moteur représenté en figure 1 ou la poussée est de l'ordre de 25 000 livres, (11340 kg), et l'hélice peut comporter 16 ailettes, la charge totale par ailette est environ 1 560 livres (25000: 16), soit environ 708 kg. Même un petit pourcentage de l'augmentation de la poussée pendant la traversée des remous 15, par exemple une augmentation de 10%, peut être à l'origine de contraintes

importantes agissant sur les ailettes et de leur endommage-

ment éventuel au bout d'une certaine durée. Un exemple en

donnera une illustration.

Supposons que le rayon 3'1 de l'ailette (figure 2) soit de 1,5 mètre. Ainsi, le cercle décrit par l'extrémité 33 de chaque ailette a une circonférence d'environ 9,3 mètres (2 r x 1,5 est approximativement égal à 9,3 mètres). Supposons, comme ci-dessus, une vitesse pour chaque hélice de 20 tours/sec. Par conséquent, dans cet exemple, la zone 33 de l'extrémité de chaque ailette se déplace le long de la circonférence à une vitesse d'environ 186 mètres/sec (9,3 -4

mètres par tour x 20 tr/s).

Si l'on suppose que la zone soumise aux remous a une hauteur de 0,3 mètre (cote 38), et que cette zone provoque

une augmentation de la sustentation de 10% pendant l'excur-

sion d'une ailette à travers elle, chaque ailette subit alors une impulsion de 10% de la charge de poussée, soit environ 68 kg, qui est appliquée pendant un intervalle de 1/620 seconde,

c'est-à-dire un intervalle de temps d'environ 1,6 millise-

conde. En outre, à une vitesse de 20 tr/sec. chaque ailette traverse la zone soumise aux remous tous les 1/20 seconde, soit toutes les 50 millisecondes. En d'autres termes, une charge cyclique de 68 kg est appliquée pendant une durée de

1,6 milliseconde à chaque ailette toutes les 50 millise-

condes. Il est clair qu'il y a lieu d'éviter une telle charge

cyclique.

La présente invention a pour objet un système perfec-

tionné de propulsion d'avion, grace auquel le bruit induit par le pylône de montage et les charges cycliques sont

sensiblement réduits.

Dans un mode de réalisation de l'invention, les remous produits par le sillage d'un pylône de support d'une hélice de poussée que celle-ci traverse sont réduits, d'o la diminution du bruit de hachage dû aux remous et de la flexion périodique des ailettes se produisant pendant les excursions à travers eux. Plusieurs solutions permettent de réduire la zone soumise aux remous, par exemple en éjectant des gaz dans le courant d'air près du bord de fuite du pylône, en contrôlant la séparation de l'écoulement par rapport au pylône par extraction et expulsion de l'air à travers des

perforations ménagées dans la surface du pylône.

La description qui va suivre se réfère aux figures

annexées qui représentent respectivement: figure 1, un avion mû par des hélices montées à l'arrière, tournant dans des directions opposées; figure 2, la zone encerclée 2 de la figure 1, -5- comprenant la zone soumise aux remous provoqués par la pylône 12, figure 2A, l'écoulement de la couche limite visqueuse sur la surface du pylône 12, représenté en coupe, et les remous ainsi produits; figure 2AA, une variante de la figure 2A; figure 2B, les angles d'attaque A1 et A2 de l'ailette 6A de l'hélice; figure 3, une hélice de navire en partie immergée dans l'eau; figure 4, une vue en coupe du pylône 12, et une tuyère qui éjecte du gaz pressurisé à proximité du bord de fuite 40 dans le but de réduire la zone soumise aux remous en remplissant cette zone de faible vitesse avec de l'air de haute vitesse; figures 5A-5C, une multitude de perforations ménagées dans la surface du pylône 12, qui sont reliées à un collecteur basse pression 42. Des courants d'air procédant à une extraction sélective, traversant les trous, peuvent retarder le commencement 44 (figure 5B) de la séparation par rapport au commencement 44B (figure 5C) ainsi que réduire l'amplitude et les dimensions de la zone soumise aux remous se produisant même en l'absence de la séparation 44; figure 6, un autre mode de réalisation de la présente

invention.

En figures 4 à 6, on a représenté plusieurs formes de la présente invention. En figure 4, le pylône 12 contient un conduit 60 qui est connecté à. un collecteur 63 auquel est fourni de l'air à haute pression, au moins à une pression supérieure à celle régnant au point 66 situé en aval du bord de fuite. Le conduit 60 fournit un jet d'air 67 qui élève la vitesse globale de l'air dans la zone soumise aux remous de sorte que le défaut de vitesse dû à une telle zone, figure 2A, se trouve réduit, ce qui se traduit par un moins grand entrainement de l'air par rapport à l'écoulement libre et par -6- conséquent provoque des variations réduites de l'angle d'attaque que les ailettes de l'hélice voient alors qu'elles

coupent la zone soumise aux remous.

Le collecteur 63 peut être pressurisé avec plusieurs moyens connus, y compris, par exemple, un soutirage de compresseur dans le cas o le mateur est un moteur à turbine à gaz, ou par un petit compresseur, ces deux exemples étant

connus dans la technique.

En figure 5A, de nombreuses perforations sont ménagées dans la surface du pylône 12. (Les perforations ont été exagérées quant à leurs dimensions. En pratique, elles auraient un diamètre d'environ 0,025 - 0,5 millimètre). Les perforations sont reliées à un collecteur 42 qui est couplé à une source de basse pression. Les sources de basse pression, telles que les pompes à vide, sont bien connues dans la technique. La basse pression a pour effet que l'air est extrait de la couche limite (non représenté) comme cela est indiqué par les flèches 76, retardant la séparation de l'écoulement pur la faire passer du point 44 en figure 5B au

point 44B en figure 5C.

Un autre mode de réalisation de l'invention est illustré en figure 6, dans laquelle un volet mobile 80 est placé sur la surface intérieure 83 du pylône 12. Le volet 80 peut tourner autour d'un pivot 85. Lorsque le pylône voit un angle d'attaque A, le volet 80 s'ouvre de manière à fournir au canal 60 de l'air dynamique 87, d'o la fourniture d'un

jet 67 pour réduire le défaut de débit massique.

On indique ci-après quelques aspects importants de la présente invention: 1. Même si les remous 15 du sillage du pylône proviennent de la formation d'une couche limite, comme on l'a discuté en liaison avec la figure 2A, ces remous sont, à certains égards, également la conséquence de la sustentation produite par le pylône. Plus précisément, même si le pylone 12 avait une section parfaitement symétrique, comme cela est -7représenté en figure 4, il n'en resterait pas moins que, pour un angle donné d'attaque, représenté par l'angle A, par rapport au courant d'air entrant, le pylône 12 produirait une sustentation. L'existence de la sustentation est généralement accompagnée par (1) la formation de tourbillons, (2) une turbulence, (3) au moins une perturbation modérée en aval, ou une combinaison des effets précédents, situés dans la zone de l'écoulement aval. Ainsi, dans la mesure o l'on peut contrôler la sustentation, on peut maîtriser également la

formation des remous du sillage. Par conséquent, le change-

ment de la séparation de l'écoulement en figures 5A-5C peut être considéré comme maîtrisant les remous grâce au contrôle

de la sustentation fourni par le pylône 12.

2. L'angle d'attaque du pylône 12 changera, en général, pour des conditions de vol différentes. Par exemple, si le pylône 12 est soumis à un angle donné pendant le vol, cet angle augmentera lorsque l'angle d'attaque de l'avion croît lors de l'approche en vue d'un atterrissage. Par conséquent, des remous de plus grande densité peuvent être produits pendant les manoeuvres d'atterrissage. Il en résulte que l'intensité des mesures prises pour la réduction des remous doit être augmentée à ce moment là. Par exemple, davantage d'air peut être introduit dans la conduite 16 de la figure 4. Une plus grande quantité d'air peut être extraite

par l'intermédiaire des perforations 75 (figure 5A).

Dans un mode de réalisation, ces mesures de réduction des remous sont directement contrôlées par le pilote à l'aide de servo-mécanismes connus dans la technique, et illustrés

par le bloc ayant pour référence CE (contrôle de l'écoule-

ment) en figure 4. Cependant, un contrôle automatique, basé sur une mesure directe ou indirecte des remous du sillon, est envisagée. En outre, des mesures du contrôle de la réduction

des remous basées sur un programme sont également envisagées.

La programmation concerne une approche en deux stades.

Tout d'abord, on fait fonctionner l'avion dans des conditions - 8 - de vol variables et on mesure les dimensions des remous du

sillage. Puis, ultérieurement, lorsque des conditions simi-

laires de vol se produisent qui ont provoqué des remous de grandes dimensions, on entreprend les mesures de réduction des remous. Plus précisément,la réducticn des remous est entreprise en réponse à des conditions de vol présentement mesurées (pouvant comprendre la mesure des remous) qui se

sont révélées antérieurement être à l'origine de remous.

On vient de décrire une invention dans laquelle les remous du sillon produits ordinairement par un pylône supportant une hélice de poussée sont réduits de façon à: (1) diminuer le bruit de hachage du sillage produit par l'hélice, et (2) réduire la flexion périodique des ailettes de l'hélice due aux remous du sillage. En outre, le degré de la réduction

des remous du sillage est modifié comme l'impose le change-

ment des caractéristiques du vol. Par exemple, il est possible qu'une réduction plus grande des remous soit nécessaire lors de l'approche pour atterrissage sous un angle d'attaque élevé. On donnera ma trenant un exemple de calcul de la valeur de l'écoulement d'air nécessaire pour un cas spécifique.

EXEMPLE

L'approche du calcul suivant sera de trouver la surface totale de la zone présentant le défaut de vitesse 17F en figures 2A et 2AA, et de calculer ensuite la masse nécessaire pour remplir la zone. Cela sera effectué en supposant que le profil de vitesse 17A en figure 2AA est une fonction gaussienne de la variable dw (demi-largeur des remous) et de Vdc (défaut de vitesse sur l'axe), variables indiquées en figure 2AA. Cependant, ces deux variables ne

peuvent être observées directement, mais peuvent être obte-

nues à partir de CD (coefficient de traînée), de V (vitesse de l'écoulement libre), et de la longueur (c) de la corde du pylône, éléments qui sont observables, comme le calcul le

montrera.

-9- Comme indiqué en figure 2AA, le débit massilque dm [masse/seconde] nécessaire pour remplir l'élément hachure d'épaisseur dy est: dih = p (Vo - V1) dy I (1) dih = p Vd dy I (2) o p = densité de l'air (supposée constante) Vd = défaut de vitesse I = profondeur unitaire (perpendiculaire à la

feuille de papier).

Le problème est maintenant de connaître le débit

massique total pour tous les éléments dy.

L'homme de l'art suppose généralement que la forme du profil de vitesse 17A est gaussienne; on peut par conséquent la décrire par la fonction suivante: Vd = exp(-1)() (3) Vd = dce P-l(dw)) 4) o

Vd = défaut de vitesse, comme ci-dessus, repré-

senté en figure 2, Vdc = défaut de vitesse sur l'axe, représenté en figure 2AAi et

dw = demi-largeur des remous du sillage, illus-

trée en figure 2AA.

Il est clair que l'intégration de l'équation (2)

fournira le débit massique total, i.

- 10 - 2613688

mf = f pVddy (5) et que l'équation (4) donne une expression pour Vd(y). Cependant, on doit trouver les valeurs pour Vdc et dw dans

l'équation (4).

On peut obtenir ces valeurs à partir des travaux de A. Silverstein, S. Katzoff, et W. Bullivant dans "Downwash and Wake Behind Plain and Flapped Airfoils," NACA Report N 651, June 23, 1938. Ces chercheurs ont trouvé que: V;u = - 3 (6) V = F Vo (6A) et ci oW80 ((77ols)G(7) dw Gc (7A) o

CD = coefficient de traînée du pylône.

C = corde (distance c en Figure 2AA) du pylône et G et F sont des variables nouvellement

définies pour simplifier.

En portant l'expression (4) dans l'équation (5), on obtient: -ns r'sP(t) (ô (dé) >, (8)

- - 2613688

- t1 - L DO En portant les expressions 6A et 7A dans l'équation (8),on obtient: mffUKfC0 (.r( y)) Fy0od Si l'on suppose que le profil de vitesse 17A de la figure 2AA est symétrique par rapport à Vdc, on peut alors changer la limite inférieure d'intégration et la faire passer à zéro, tout en multipliant l'expression par deux. L'équation o (9) a alors la forme suivante: f e-aY dy e_- Y Cly(10) ou a =

L'équation (10) est la fonction d'erreur.

L'application de l'équation (10) à l'équation (9) permet d'obtenir: i = p G c FVo. (11) Le remplacement de G et F dans l'expression (11) à partir des expressions (6) et (7), donne: (p)7 +J) (C) Vo (12) L'annulation de x, qui est sa valeur au bord de fuite, simplifie l'équation (12) pour donner: m(p) o AiB(c) i2,t CC; vo' On peut supposer les valeurs suivantes: p = 1,18.10 3 g/cm à une altitude de 1000 pieds (300 mètres) Cd = 0,02 C = 1,2 mètre

V = 120 mètres/sec.

En portant les valeurs précédentes dans l'équation (13), En portant les valeurs précédentes dans l'équation (13),

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on obtient le résultat suivant: = 2,52 ft-se (14) ft-sec = 1,14 g d'air par seconde par 0,3 mètre linéaire de la fente 60

en figure 4.

Ce débit massique est une quantité raisonnable à soutirer du compresseur du moteur à turbine à gaz dans la classe des 15000 livres de poussée (6800 kg) sans pénalités exagérées. L'exemple précédent illustre un moyen supplémentaire pour contrôler la réduction des remous du sillage sur la base de la vitesse de l'écoulement libre et de l'altitude pour une longueur donnée du pylône. Les expressions obtenues ci-dessus fournissent le défaut de débit massique en fonction de ces variables, et par conséquent la valeur du débit nécessaire pour remédier au défaut peut être contrôlée sur la base de la vitesse de l'écoulement libre et de la densité (c'est-à-dire

de l'altitude).

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Claims

REVENDICATIONS

1. Profil aérodynamique qui (1) réduit la traînée créée, sinon, par une monture pour moteur d'avion à turbine à gaz, et (2) produit des remous de sillage, caractérisé en ce qu'il comprend:

(a) un modulateur afin de moduler les remous.

2. Système de propulsion d'avion comprenant au moins une hélice de poussée (6) située en aval d'un pylône (12), qui provoque une turbulence que l'hélice absorbe, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) un moyen pour moduler la turbulence produite par le pylône et (b) un moyen de contrôle afin de contrôler la modulation de (a) en réponse aux conditions de vol, dont des

angles d'attaque (A) différents de l'avion.

3. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que le moyen (a) comporte une source pour injecter un gaz à

proximité du bord de fuite du pylône.

4. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que le moyen (a) comprend des perforations (75) dans la surface du pylône pour contrôler l'épaisseur de la couche limite.

5. Pylône sur lequel est montée une hélice de poussée, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) une surface de contrôle mobile (80) pour diriger l'air entrant dans les remous du sillage produits par le pylône.

6. Pylône sur lequel est montée une hélice de poussée, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) un conduit (60) pour injecter de l'air dans les

remous du sillage du pylône.

7. Pylône sur lequel est montée une hélice de poussée, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) des ouvertures (75) dans la surface du pylône par l'intermédiaire desquelles les gaz peuvent être extraits cu

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expulsés de manière à contrôler le commencement de la

séparation de l'écoulement.

8. Système d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) un fuselage d'avion (3), (b) un moteur monté à l'arrière sur le fuselage; (c) un pylône (12) situé entre le moteur et le fuselage qui produit des remous turbulents (15); (d) une paire d'hélices (6 Av; 6 Ar) tournant dans des directions opposées, entraînées par le moteur et qui traversent les remous du sillage et sont déviées par ces remous; et, (e) un moyen de réduction de remous destiné à réduire

les remous du sillage produits par le pylône.

9. Système d'avion selon la revendication 8, carac-

térisé en ce qu'il comprend en outre:

(f) un moyen de contrôle pour contrôler le fonction-

nement du moyen de réduction de remous en réponse à des

conditions de vol différentes.

10. Système de propulsion d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) une hélice de poussée, (b) un pylône qui créé des remous dans son sillage que traverse l'hélice, provoquant: (i) du bruit et, (ii) la flexion des ailettes de l'hélice; et (c) un moyen de modification afin de modifier le

bruit et la flexion.

11. Système selon la revendication 10, caratérisé en ce qu'il comprend en outre:

(d) un moyen de contrôle afin de contrôler le fonc-

tionnement du moyen de modification.

12. Système de propulsion d'avion qui comporte (1) un pylône qui produit un défaut de vitesse et qui s'étend entre un fuselage et une nacelle, et (2) au moins une hélice de poussée qui reçoit un courant d'air modifié par le pylône,

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caractérisé en ce qu'il comporte: (a) un système pour provoquer une réduction du défaut de vitesse; et (b) un moyen pour contrôler un ou plusieurs des éléments suivants: (i) les instants de fonctionnement du système ou

(ii) la valeur de la réduction.

13. Procédé pour faire fonctionner un avion mû par au moins une hélice de poussée qui reçoit les remous du sillage provoqués par un pylône, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: (a) réduire les remous à des instants choisis pendant le vol.

14. Procédé pour faire fonctionner un avion mû par au moins une hélice de poussée qui reçoit les remous du sillage provoqués par un pylône, caractérisé en ce qu'il comprend l'étape consistant à: (a) injecter une masse d'air dans les remous à partir

du bord de fuite du.ylône.

15. Procédé pour faire fonctionner un avion mû par au moins une hélice de poussée qui reçoit les remous du sillage provoqués par un pylône, caractérisé en ce qu'il comprend l'étape consistant à: (a) injecter une masse d'air dans les remous par l'intermédiaire d'une multitude de passages ménagés dans la

surface du pylône.

16. Procédé pour faire fonctionner un avion mû par au moins une hélice de poussée qui reçoit les remous du sillage provoqués par un pylône, caractérisé en ce qu'il comprend l'étape consistant à: (a) extraire une masse d'air pour l'introduire dans le pylône par l'intermédiaire d'une multitude de perforations

ménagées dans la surface du pylône.