FR2639902A1 - Helice de propulsion ou de sustentation pour aeronef - Google Patents
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Abstract
Hélice d'avion dont les pales 1 présentent un bord d'attaque B en dents de scie dont les segments inclinés S1-S4 permettent d'éviter les perturbations dues au franchissement du mur du son par le bord d'attaque.
Description
Hélice de propulsion ou de sustentation pour aéronef
L'invention concerne Les aéronefs munis d'au moins une hélice de propulsion et/ou de sustentation et plus particulièrement les avions à hélice de propulsion. Elle est également applicable aux hélicoptères.
L'invention concerne Les aéronefs munis d'au moins une hélice de propulsion et/ou de sustentation et plus particulièrement les avions à hélice de propulsion. Elle est également applicable aux hélicoptères.
Au cours du vol d'un avion à hélices, le mouvement d'un point quelconque P du bord d'attaque d'une pale d'hélice résulte de la composition du mouvement d'avance de l'avion et du mouvement de rotation de la pale autour de l'axe de l'hélice.
Le vecteur V1 représentatif de la vitesse du mouvement d'avance est orienté vers l'avant, donc en principe parallèlement à l'axe de l'hélice. Le vecteur V2 représentatif de la vitesse du mouvement de rotation est oriente tangentiellement donc perpendiculairement à l'axe. Le vecteur V représentatif de la vitesse résultante a donc une grandeur
La vitesse V2 est égale au produit Rx, R étant le rayon, c' est-à-dire la distance du point P à l'axe de l'hélice, et w étant la vitesse angulaire de l'hélice.
R et par conséquent V2 et V sont maximaux à l'extrémité libre de la pale.
Comme les vecteurs V1 et V2 qui le composent, le vecteur
V est perpendiculaire au rayon de l'hélice passant par le point P. Or, de façon classique, les pales d'hélices et leur bord d'attaque sont orientés à peu pres radialement. I1 en résulte que le vecteur V est sensiblement orthogonal au bord d'attaque. Dans ces conditions, on s'efforce de limiter la vitesse V à-une valeur inférieure à la vitesse du son pour éviter la perte de poussée et la naissance d'une onde- de choc en bout de pale qui résulteraient du franchissement du mur du son, ainsi que des contraintes mécaniques excessives pour les pales.La limitation de la vitesse résultante V entrain à son tour une limitation de la vitesse de vol V1,
Ainsi, par exemple, dans le cas classique où en bout de pale l'angle de pas est de 450 et V2 = V1, on a V = V1 j-~. Si on veut que V ne dépasse pas 947 km/h en bout de pale, la vitesse V1 doit être limitée à 670 km/h.
V est perpendiculaire au rayon de l'hélice passant par le point P. Or, de façon classique, les pales d'hélices et leur bord d'attaque sont orientés à peu pres radialement. I1 en résulte que le vecteur V est sensiblement orthogonal au bord d'attaque. Dans ces conditions, on s'efforce de limiter la vitesse V à-une valeur inférieure à la vitesse du son pour éviter la perte de poussée et la naissance d'une onde- de choc en bout de pale qui résulteraient du franchissement du mur du son, ainsi que des contraintes mécaniques excessives pour les pales.La limitation de la vitesse résultante V entrain à son tour une limitation de la vitesse de vol V1,
Ainsi, par exemple, dans le cas classique où en bout de pale l'angle de pas est de 450 et V2 = V1, on a V = V1 j-~. Si on veut que V ne dépasse pas 947 km/h en bout de pale, la vitesse V1 doit être limitée à 670 km/h.
Le but de l'invention est de remédier à cet inconvénient et d'accroitre la vitesse des aéronefs à hélice tout en permettant au bout de pale de conserver ses facultés propulsives en régime supersonique, et en limitant les contraintes mécaniques.
L'invention a pour objet un aéronef muni d'au moins une hélice de propulsion et/ou de sustentation comprenant des pales allongées s'étendant à partir d'un axe et présentant chacune un bord d'attaque, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque présente une forme en dents de scie, comprenant des segments principaux inclinés par rapport aux rayons de l'hélice, l'un des segments principaux étant adjacent à l'extrémité libre de la pale.
Le bord d'attaque s'écartant d'une orientation radiale, grâce à l'inclinaison de ses segments principaux, le vecteur V ne lui est plus sensiblement orthogonal. Dans ces conditions, c'est la projection orthogonale VN du vecteur V sur le plan perpendiculaire à la tangente au bord d'attaque au point
P dont la grandeur doit être limitée à la vitesse du son, le vecteur V lui-même et par suite la vitesse de vol de l'avion pouvant être d'autant plus élevés que l'angle d'inclinaison du vecteur V par rapport au plan de projection est plus grand.
P dont la grandeur doit être limitée à la vitesse du son, le vecteur V lui-même et par suite la vitesse de vol de l'avion pouvant être d'autant plus élevés que l'angle d'inclinaison du vecteur V par rapport au plan de projection est plus grand.
On a déjà proposé des avions comportant des systèmes turbopropulseurs dans lesquels les pales d'hélices sont courbées dans des plans axiaux en direction de l'arrière de l'avion. I1 en résulte également une inclinaison du vecteur V, représentant la vitesse résultante d'un point
P du bord d'attaque d'une pale, par rapport à la direction de ce bord d'attaque au point P. Mais cette disposition entraîne un grand encombrement de l'hélice dans la direction de son axe qui complique la conception d'ensemble de l'avion, et des contraintes supplémentaires de flexion et de torsion dues à la force centrifuge et à la résistance aérodynamique.
P du bord d'attaque d'une pale, par rapport à la direction de ce bord d'attaque au point P. Mais cette disposition entraîne un grand encombrement de l'hélice dans la direction de son axe qui complique la conception d'ensemble de l'avion, et des contraintes supplémentaires de flexion et de torsion dues à la force centrifuge et à la résistance aérodynamique.
L'invention évite ces inconvénients en permettant aux pales de s'étendre sensiblement dans un plan radial.
L'invention s'applique non seulement aux hélices de propulsion des avions mais également aux rotors d'hélicoptères, à axe sensiblement vertical.
De préférence, l'angle d'inclinaison des segments inclinés par rapport aux rayons va généralement en croissant de 11 axe vers l'extérieur, et le segment adjacent à 1 t extrémité libre de la pale est incliné d'au moins 309 environ.
Dans un exemple de mise en oeuvre, les segments principaux sont reliés les uns aux autres par des segments de raccordement de longueur radiale faible ou nulle, et traversent de préférence les rayons, en s'éloignant de l'axe de l'hélice, d'avant en arrière par rapport au sens de rotation de l'hélice.
Alternativement, les segments principaux peuvent se raccorder directement entre eux, deux segments principaux adjacents étant inclinés en sens contraire par rapport aux rayons.
L'invention prévoit également d'orienter la direction longitudinale de chaque pale sensiblement radialement, et de réaliser le bord de fuite des pales de façon sensiblement continue.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description détaillée ci-après et des dessins annexés dans lequels - les figures 1, 2 et 3 sont des schémas explicatifs de l'invention - les figures 4, 5, 6 et 8 sont des vues en perspective représentant des pales d'hélice selon l'invention ; et - la figure 7 est une vue analogue à la figure 6, relative à une pale connue.
La figure 1, qui concerne aussi bien l'état de la technique que la présente invention, montre une pale 1 d'une hélice de propulsion d'avion en coupe par un plan passant par un point P du bord d'attaque de la pale et perpendiculaire au rayon en ce point, c'est-à-dire à la perpendiculaire abaissée du point P à l'axe A de l'hélice. La pale 1 et d'autres pales semblables s'étendent sensiblement radialement à partir d'un moyeu 2 faisant saillie à l'avant du carter 3 d'un moteur d'entraînement. Pour simplifier la figure, la pale 1 n'est représentée que par sa section dans le plan de coupe, et les autres pales ne sont pas illustrées.
Le vecteur V1 représente la vitesse de vol de l'avion, et le vecteur V2 représente la vitesse tangentielle du point
P par rapport à l'habitacle de l'avion, correspondant à la rotation de l'hélice autour de l'axe A. Le point P se déplace donc par rapport à l'air environnant à une vitesse résultante représentée par le vecteur V qui est la somme vectorielle de Vl et V2, les grandeurs de ces vitesses obéissant à la relation
P par rapport à l'habitacle de l'avion, correspondant à la rotation de l'hélice autour de l'axe A. Le point P se déplace donc par rapport à l'air environnant à une vitesse résultante représentée par le vecteur V qui est la somme vectorielle de Vl et V2, les grandeurs de ces vitesses obéissant à la relation
On a supposé sur la figure que l'angle de pas de la pale au point P est de 45" et que les vitesses V1 et V2 sont égales.
Lafigure 2 montre un tronçon de la pale 1 vue selon la flèche F de la figure 1, c'est-à-dire perpendiculairement au vecteur V et au rayon Z joignant le point P à l'axe A, pour une pale connue dont le bord d'attaque est orienté sensiblement radialement, c'est-à-dire selon le rayon Z. Le vecteur
V est sensiblement orthogonal au bord d'attaque B, de sorte que la vitesse V est pratiquement limitée à la vitesse du son.
V est sensiblement orthogonal au bord d'attaque B, de sorte que la vitesse V est pratiquement limitée à la vitesse du son.
La figure 3 est analogue à la figure 2 et relative à une pale selon l'invention. Les mêmes signes de référence y sont utilisés que dans la figure 2. Le segment principal du bord d'attaque B contenant le point P présente une inclinaison notable par rapport au rayon Z. C'est alors la vitesse
VN = Vcos a qui doit etre limitée à la vitesse du son, le vecteur VN -étant la projection droite du vecteur V sur la droite perpendiculaire au bord d'attaque B, qui fait avec le vecteur V un angle a.
VN = Vcos a qui doit etre limitée à la vitesse du son, le vecteur VN -étant la projection droite du vecteur V sur la droite perpendiculaire au bord d'attaque B, qui fait avec le vecteur V un angle a.
On a supposé pour simplifier, à la figure 3, que le bord d'attaque B s'étend de part et d'autre du point P selon une droite contenue dans le plan de la figure. En réalité, le bord d'attaque est gauche en raison du vrillage des pales prévu pour que le pas de l'hélice soit sensiblement constant d'un bout à l'autre des pales. Dans ces conditions, le vecteur VN est obtenu en projetant le vecteur V sur un plan perpendiculaire à la tangente au bord d'attaque au point
P. Ainsi, pour un-angle de pas de 45 , l'inclinaison du bord d'attaque peut être choisie de façon que l'angle a soit également de 45 . On a donc dans ce cas VN = VI = V2.Dans ces conditions, si on souhaite limiter à 947 km/h, comme évoqué plus haut, la composante normale VN de la vitesse du bord d'attaque, la vitesse limite de vol correspondante sera également 947 km/h au lieu de 670 km/h avec un bord d'attaque radial. La vitesse résultante correspondante est V = 947 km/h x 5 = t 1339 km/h.
P. Ainsi, pour un-angle de pas de 45 , l'inclinaison du bord d'attaque peut être choisie de façon que l'angle a soit également de 45 . On a donc dans ce cas VN = VI = V2.Dans ces conditions, si on souhaite limiter à 947 km/h, comme évoqué plus haut, la composante normale VN de la vitesse du bord d'attaque, la vitesse limite de vol correspondante sera également 947 km/h au lieu de 670 km/h avec un bord d'attaque radial. La vitesse résultante correspondante est V = 947 km/h x 5 = t 1339 km/h.
Bien entendu, les valeurs d'angles ci-dessus ne sont données qu'à titre d'exemple.
La figure 4 représente une pale de rotor d'hélicoptère de forme générale allongée sensiblement rectiligne. Son bord d'attaque B est composé de cinq segments principaux S1, S2,
S3, S4 et S5, eux aussi sensiblement rectilignes, reliés entre eux par des segments de raccordement Ll, L2, L3 et
L4. Le segment S1, le plus proche de l'axe de l'hélice, est orienté sensiblement radialement. A ce niveau, la largeur de la pale est sensiblement constante. Le second segment S2 et les segments suivants S3, S4 et S5 sont inclinés par rapport à la direction longitudinale de la pale (c'est-à-dire par rapport aux rayons de l'hélice lorsque la pale s'étend radialement) selon des angles de 150, 300, 450 et 550 respectivement.Au niveau de chacun des segments S2 à S5, la largeur de la pale va en diminuant de l'axe vers l'extrémité libre E de la pale. Les segments de raccordement L1 à L4 ont une longueur radiale nulle ou réduite, c'est-à-dire que chacun dleux est situé sensiblement dans une surface cylindrique de révolution ayant pour axe l'axe de l'hélice.
S3, S4 et S5, eux aussi sensiblement rectilignes, reliés entre eux par des segments de raccordement Ll, L2, L3 et
L4. Le segment S1, le plus proche de l'axe de l'hélice, est orienté sensiblement radialement. A ce niveau, la largeur de la pale est sensiblement constante. Le second segment S2 et les segments suivants S3, S4 et S5 sont inclinés par rapport à la direction longitudinale de la pale (c'est-à-dire par rapport aux rayons de l'hélice lorsque la pale s'étend radialement) selon des angles de 150, 300, 450 et 550 respectivement.Au niveau de chacun des segments S2 à S5, la largeur de la pale va en diminuant de l'axe vers l'extrémité libre E de la pale. Les segments de raccordement L1 à L4 ont une longueur radiale nulle ou réduite, c'est-à-dire que chacun dleux est situé sensiblement dans une surface cylindrique de révolution ayant pour axe l'axe de l'hélice.
La figure 5 montre une pale d'hélice d'avion 1 de même configuration générale que la pale de la figure 4, montée sur un moyeu 2. L'hélice est complétée par d'autres pales non représentées semblables à la pale 1. Le bord d'attaque
B de la pale présente quatre segments principaux S1 à S4 reliés entre eux par des segments de raccordement L1 à L3.
B de la pale présente quatre segments principaux S1 à S4 reliés entre eux par des segments de raccordement L1 à L3.
Les segments S2 à S4, de même que les segments S2 à S5 de la figure 4, présentent des inclinaisons croissantes par rapport aux rayons de l'hélice et traversent les rayons d'avant en arrière, par rapport au mouvement de rotation de l'hélice, en allant de l'axe vers l'extrémité libre E de la pale. Quant au segment S1, il est ici légèrement incliné et traverse les rayons d'arrière en avant en allant de l'axe vers l'extrémité E. En outre, les segments S1 à S4 ne sont pas rectilignes mais légèrement convexes, de sorte que l'inclinaison des segments S2 à S4 va en croissant, non seulement d'un segment au suivant, mais également d'une extrémité à l'autre de chacun d'eux.
La figure 6 montre la pale 1 de la figure 5 sous un angle différent, mettant en évidence le vrillage de la pale, c'està-dire la variation de l'angle -de pas selon sa direction longitudinale. La comparaison entre la figure 6 et la figure 7, qui est relative à une pale d'hélice classique, permet de constater que, pour. passer de cette dernière à la pale selon -l'invention, il suffit de donner au bord d'attaque
B une forme en dents de scie, le bord de fuite C et l'orienté tation des profils successifs de la pale restant inchangés.
B une forme en dents de scie, le bord de fuite C et l'orienté tation des profils successifs de la pale restant inchangés.
Le bord de fuite est ainsi sensiblement continu par opppsition au bord d'attaque qui est en dents de scie.
La pale de la figure 8 diffère de celle des figures 5 et 6 en ce que les segments principaux S'1 à S'4 se raccordent directement entre eux, sans l'intervention de segments de raccordement, les segments S'1 et S'3 traversant les rayons d'arrière en. avant et les segments S'2 et 5'4 d'avant en arrière en allant de l'axe vers l'extrémité E.
Dans les réalisations décrites, les pales s'étendent sensiblement selon un plan radial, ce qui veut dire que l'encombrement de l'hélice dans la direction de son axe est réduit et de même ordre de grandeur que celui d'une hélice classique. De plus, chaque pale s'étend selon une direction générale radiale, ce qui évite des contraintes de flexion dues à la force centrifuge.
On remarque également que l'inclinaison du bord d'attaque par rapport aux rayons va généralement en croissant de l'axe vers l'extrémité libre de la pale. En effet, la vitesse tangentielle V2 et par suite la vitesse résultante V vont en croissant lorsqu'on s'éloigne de l'axe. C'est donc dans la région de l'extrémité libre que l'inclinaison la plus forte est nécessaire. La diminution de l'inclinaison du bord d'attaque à mesure que l'on s'approche de l'axe permet d'augmenter la longueur radiale des segments, donc de diminuer le nombre de segments et de simplifier la fabrication de la pale.
Claims (10)
1. - Aéronef muni d'au moins une hélice de propulsion et/ou de sustentation comprenant des pales allongées s'étendant partir d'un axe (A) et présentant chacune un bord d'attaque (B), caractérisé en ce que ledit bord d'attaque présente une forme en dents de scie, comprenant des segments principaux (S1-S5) inclinés par rapport aux rayons de l'hélice, l'un des segments principaux (S5) étant adjacent à l'extrémité libre (E) de la pale.
2. - Aéronef selon la revèndication 1, caractérisé en ce que ledit segment (S5) adjacent à l'extrémité libre de la pale est incliné d'au moins 30C environ par rapport au rayon, de l'hélice.
3. - Aéronef selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison des segments principaux par rapport aux rayons va généralement en croissant de l'axe vers l'extérieur.
4. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les segments principaux (S1-S5) sont reliés les uns aux autres par des segments de raccordement (L1-L4) de longueur radiale faible ou nulle.
5. - Aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que les segments principaux, en s'éloignant de l'axe de l'hélice, traversent les rayons d'avant en arrière par rapport au sens de rotation de hélice.
6. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les segments principaux (S'1-S'4r se raccordent directement entre eux, deux segments principaux adjacents étant inclinés en sens contraire par rapport aux rayons.
7. - Avion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite hélice est une hélice de propulsion.
8. - Hélicoptère selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite hélice est un rotor à axe sensiblement vertical.
9. - Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les pales s'étendent sensiblement dans un plan radial.
10. - Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la direction longitudinale de chaque pale est orientée sensiblement radialement.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8815984A FR2639902A1 (fr) | 1988-12-06 | 1988-12-06 | Helice de propulsion ou de sustentation pour aeronef |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8815984A FR2639902A1 (fr) | 1988-12-06 | 1988-12-06 | Helice de propulsion ou de sustentation pour aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2639902A1 true FR2639902A1 (fr) | 1990-06-08 |
Family
ID=9372625
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8815984A Pending FR2639902A1 (fr) | 1988-12-06 | 1988-12-06 | Helice de propulsion ou de sustentation pour aeronef |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2639902A1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4208751A1 (de) * | 1992-02-27 | 1993-11-11 | Fritz Karl Hausser | Gezahnte Fronten, Kanten oder Ränder als Verfahren zur Verringerung des Widerstandes von gasförmige und flüssige Gegenstände |
| RU2678905C1 (ru) * | 2017-07-24 | 2019-02-04 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Несущая поверхность |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2311713A1 (fr) * | 1975-05-19 | 1976-12-17 | Westland Aircraft Ltd | Pales pour rotor d'helicoptere |
| DE2636056A1 (de) * | 1976-08-11 | 1978-02-16 | Rhein Flugzeugbau Gmbh | Fluegelblaetter fuer luftschrauben |
-
1988
- 1988-12-06 FR FR8815984A patent/FR2639902A1/fr active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2311713A1 (fr) * | 1975-05-19 | 1976-12-17 | Westland Aircraft Ltd | Pales pour rotor d'helicoptere |
| DE2636056A1 (de) * | 1976-08-11 | 1978-02-16 | Rhein Flugzeugbau Gmbh | Fluegelblaetter fuer luftschrauben |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4208751A1 (de) * | 1992-02-27 | 1993-11-11 | Fritz Karl Hausser | Gezahnte Fronten, Kanten oder Ränder als Verfahren zur Verringerung des Widerstandes von gasförmige und flüssige Gegenstände |
| RU2678905C1 (ru) * | 2017-07-24 | 2019-02-04 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев | Несущая поверхность |
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