FR2982842A1 - Avion - Google Patents

Abstract

Avion comprenant au moins un turboréacteur (48, 68, 90) et des moyens de prélèvement d'une partie au moins de la couche limite (30) de l'écoulement d'air sur une surface de l'avion et de guidage de ce prélèvement jusqu'à une entrée d'air (54, 80) du turboréacteur, caractérisé en ce que les moyens de guidage comprennent des moyens de diffusion circonférentielle de ce prélèvement de manière uniforme sur 360° dans l'entrée d'air du turboréacteur.

Description

AVION La présente invention se rapporte à un avion, tel qu'un avion civil ou militaire équipé de moteurs à turboréacteurs, par exemple à double flux, portés par une surface de l'avion telle que le fuselage ou la voilure de l'avion. Les avions civils actuels sont propulsés à l'aide de turboréacteurs fixés par l'intermédiaire de pylônes sous les ailes, sur le fuselage ou bien en pied de dérive, c'est-à-dire à la jonction entre la dérive et le fuselage.

Dans le cadre d'une réduction de la consommation de carburant, les motoristes s'orientent vers un encastrement partiel des moteurs à l'intérieur d'une surface de l'avion, ce qui permet de supprimer les pylônes et leurs carénages et réduit la masse de l'ensemble propulsif ainsi que la traînée de l'avion. De plus, l'intégration partielle des moteurs dans une surface de l'avion autorise une augmentation du diamètre des moteurs, ce qui rend envisageable l'utilisation de moteurs à très grand taux de dilution. En vol, une couche limite d'air se forme sur les surfaces de l'avion qui sont en contact avec l'air environnant, ce qui génère une traînée aérodynamique. Cette couche limite d'air est due à la friction de l'air sur les surfaces de l'avion. Il a été longtemps considéré que les moteurs ne devaient pas ingérer cette couche limite susceptible de provoquer une distorsion importante au niveau de la soufflante et des vibrations de l'ensemble propulsif, et on a parfois équipé les avions de «pièges» à couche limite, situés en amont de l'entrée d'air dans le cas de moteurs partiellement encastrés. Ce type de solution permet de favoriser l'opérabilité des turboréacteurs et leur rendement mais défavorise le rendement propulsif de l'ensemble formé de l'avion et des turboréacteurs et augmente la consommation de carburant. L'opérabilité d'un turboréacteur se définit comme étant sa capacité à fonctionner de manière sure et fiable sous des conditions de fonctionnement variables et extrêmes (ex : ingestion d'oiseaux, pompage du compresseur consistant en une inversion du sens d'écoulement du flux d'air dans le compresseur, ...). Des études plus récentes ont montré que l'absorption d'une partie de cette couche limite par les moteurs permettait de réduire la traînée aérodynamique de l'avion et d'abaisser la vitesse de l'air entrant dans les moteurs, augmentant ainsi le rendement de ces derniers. Dans sa demande W02010/049610A1, la demanderesse a proposé un avion dont les nacelles des turboréacteurs sont partiellement encastrées dans le fuselage. L'entrée d'air de chaque moteur est reliée au fuselage par des parois de guidage de couche limite s'étendant vers l'amont de l'entrée d'air et s'écartant l'une de l'autre vers l'amont. Avec une telle configuration, une partie de l'air de la couche limite est guidée vers l'entrée d'air du moteur, ce qui permet de réduire la traînée aérodynamique de l'avion et d'augmenter le rendement du moteur par abaissement de la vitesse de l'air en entrée du turboréacteur.

Toutefois, une telle ingestion de la couche limite par les turboréacteurs présente des inconvénients en termes d'opérabilité des turboréacteurs. En effet, l'ingestion d'air de la couche limite en entrée du turboréacteur induit une variation circonférentielle importante de la pression totale et de la vitesse de l'air puisque la vitesse et la pression totale sont plus faibles au sein de la couche limite. La direction incidente de l'air sur une aube de soufflante est déterminée dans le repère de l'aube et est dépendante du rapport entre la vitesse de rotation de l'aube et la vitesse du flux d'air entrant. En fonctionnement, on constate que l'air entrant dans le turboréacteur impacte les zones de bords d'attaque des aubes situées dans la couche limite avec un angle plus important que pour les bords d'attaque des aubes situées en dehors de la couche limite du fait de la vitesse d'entrée plus faible de l'air provenant de la couche limite. Cette variation de l'angle d'incidence sur les aubes en fonction de leur position angulaire peut entrainer le décrochage du flux d'air. Ce décrochage consiste en l'apparition d'un décollement tourbillonnaire sur la surface d'extrados de l'aube. Il est difficile d'apporter une solution à ce problème puisque le calage angulaire, c'est-à-dire l'angle formé entre l'axe passant par le bord d'attaque et le bord de fuite des pales et l'axe du turboréacteur est fixe, et qu'il est difficile, voire impossible de trouver un calage angulaire intermédiaire convenant à une aube recevant alternativement de l'air de la couche limite à faible vitesse et de l'air à plus grande vitesse, sans impacter de manière significative le rendement du turboréacteur. Ce type de difficultés peut conduire à une diminution importante du rendement du turboréacteur, un risque de pompage endommageant les aubes fixes et mobiles du compresseur conduisant à une perte de poussée et un risque d'arrêt du turboréacteur. En outre, les aubes de la soufflante peuvent subir des vibrations forcées aéroélastiques. Ce type de vibrations consiste en une flexion ou torsion dynamique et est du à la variation périodique des efforts appliqués aux aubes, qui est la conséquence de la variation circonférentielle d'incidence du flux d'air sur les aubes. Cette vibration est particulièrement importante lorsqu'elle coïncide en fréquence avec un mode propre de vibration de l'aube. Les difficultés indiquées ci-dessus peuvent également impacter l'opérabilité de la rangée d'aubes fixes immédiatement en aval de la rangée d'aubes de soufflante, ces aubes fixes connues sous l'acronyme anglais OGV (« Outlet Guide Vane ») étant agencées dans le flux d'air secondaire et permettant un redressement du flux d'air issu de la soufflante. Pour obtenir un écoulement optimal du flux d'air autour des OGV, il est nécessaire d'adapter leur profil tridimensionnel en fonction de leur position angulaire, ce qui complique la conception et la fabrication des OGV et peut avoir un impact négatif sur les performances de la turbomachine. De plus, une modification de la forme des OGV augmenterait vraisemblablement les nuisances sonores.

Les distorsions circonférentielles de pression et de vitesse dues à l'ingestion de la couche limite impactent également le flux d'air primaire ingéré par le compresseur basse pression, ce qui impose des modifications de conception des compresseurs basse et haute pression, de la chambre de combustion et des turbines haute et basse pression dans lesquels s'écoule le flux d'air primaire.

Dans certaines configurations de turboréacteur à nacelle partiellement encastrée dans une surface de l'avion, il a été proposé de monter des parois génératrices de turbulences (également connues sous le nom anglais de « vortex generator ») perpendiculairement à la surface de l'avion en amont de l'entrée d'air du turboréacteur. Ces parois sont inclinées par rapport à l'axe du turboréacteur de manière à répartir l'air de la couche limite sur une plus grande zone angulaire de l'entrée du turboréacteur. Avec ce montage, les distorsions circonférentielles de pression et de vitesse en entrée du turboréacteur ne sont toutefois pas éliminées.

L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace aux problèmes mentionnés ci-dessus, permettant d'éviter les inconvénients de la technique antérieure. A cette fin, elle propose un avion comprenant au moins un turboréacteur et des moyens de prélèvement d'une partie au moins de la couche limite de l'écoulement d'air sur une surface de l'avion et de guidage de ce prélèvement jusqu'à une entrée d'air du turboréacteur, caractérisé en ce que les moyens de guidage comprennent des moyens de diffusion circonférentielle de ce prélèvement de manière uniforme sur 360° dans l'entrée d'air du turboréacteur.

Selon l'invention, l'air de la couche limite est réparti et diffusé en entrée du turboréacteur de manière uniforme sur 360°, de sorte que la pression et la vitesse de l'air en entrée du turboréacteur sont sensiblement uniformes sur toute la périphérie de l'entrée du turboréacteur. Dans le cas d'un turboréacteur à double flux, les aubes de la soufflante agencée à l'extrémité amont du turboréacteur sont toutes impactées par de l'air ayant la même vitesse. Il est ainsi possible lors de la conception de la turbomachine de conformer les aubes de soufflante et de les caler angulairement par rapport à l'axe du turboréacteur de manière parfaitement adaptée à l'ingestion d'un flux d'air à vitesse globale réduite. L'uniformisation circonférentielle de la pression de l'air entrant dans le turboréacteur permet également de limiter les vibrations en flexion ou torsion des aubes. L'invention permet ainsi d'améliorer les performances du turboréacteur par ingestion d'une partie de la couche limite d'air sans réduire l'opérabilité du turboréacteur.

Selon une autre caractéristique de l'invention, les moyens de prélèvement et de guidage comprennent au moins un canal dont une extrémité amont débouche dans la couche limite de l'écoulement d'air sur la surface de l'avion et dont une partie intermédiaire formant les moyens de diffusion circonférentielle, comporte une section évoluant progressivement vers l'aval de manière à entourer à son extrémité aval l'entrée d'air du turboréacteur et diffuser circonférentiellement sur 360° en entrée du turboréacteur la partie prélevée de la couche limite. Dans une réalisation de l'invention, la partie intermédiaire du canal a une section qui évolue progressivement d'amont en aval en une section annulaire entourant en aval l'entrée d'air du turboréacteur. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'extrémité aval du canal comprend des aubes radiales régulièrement réparties autour de l'axe du turboréacteur ou une paroi annulaire comportant une pluralité d'ouvertures de diffusion de la partie prélevée de la couche limite.

Dans une autre réalisation de l'invention, la partie intermédiaire du canal a une section qui évolue progressivement vers l'aval en une section sensiblement circulaire reliée de façon continue à l'entrée d'air du turboréacteur. Dans cette configuration, l'entrée d'air du turboréacteur est alimentée uniquement par de l'air prélevé dans la couche limite. Une partie des équipements électriques et électroniques habituellement portés par la nacelle peut ainsi être déportée en amont du turboréacteur et être montée sur la surface externe des moyens de prélèvement et de guidage d'air de la couche limite. De cette manière, on peut encore réduire la surface de la nacelle en contact avec l'air environnant, et réduire encore davantage la traînée aérodynamique. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'aire de la section de l'extrémité amont du canal de prélèvement de couche limite est supérieure ou égale à l'aire de la section d'entrée d'air du turboréacteur, de manière à éviter une sous-alimentation en air du turboréacteur.

Avantageusement, la partie intermédiaire du canal comprend des aubes fixes espacées les unes des autres selon une direction sensiblement perpendiculaire à la surface de l'avion. Ces aubes permettent une bonne diffusion de l'air de la couche limite en entrée du turboréacteur. Lorsque l'entrée d'air du turboréacteur est uniquement alimentée par la couche limite, les aubes sont avantageusement positionnées de manière à ce que l'espacement entre deux aubes adjacentes augmente vers l'aval. L'air prélevé peut ainsi être diffusé et réinjecté circonférentiellement de manière optimale sur tout le diamètre de l'entrée d'air. Dans une configuration particulièrement avantageuse de l'invention, le turboréacteur comprend une nacelle au moins partiellement encastrée dans la surface précitée de l'avion. L'intégration du moteur à l'intérieur d'une surface de l'avion, telle que le fuselage de l'avion par exemple, permet de réduire la surface de la nacelle en contact avec l'air circulant autour de l'avion, ce qui permet de réduire sa traînée aérodynamique. Ce montage permet également de supprimer le pylône de liaison entre le turboréacteur et l'avion, ce qui réduit la masse de l'ensemble formé de l'avion et du turboréacteur et réduit encore la traînée aérodynamique de cet ensemble. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, l'extrémité amont du canal est écartée de la surface de l'avion vers l'extérieur d'une distance prédéterminée de manière à éviter que la partie de la couche limite située au plus près de la surface de l'avion ne soit prélevée et réinjectée dans le turboréacteur. Ce décalage de l'entrée du canal évite de réduire de manière trop importante l'opérabilité du turboréacteur en évitant l'ingestion de la zone de la couche limite au plus proche de la surface de l'avion et où la vitesse de l'air est très faible voire nulle. Avec ce décalage de l'entrée du canal de prélèvement, il est possible de parvenir à un compromis entre l'opérabilité du turboréacteur et une amélioration de ses performances du fait de l'ingestion d'air de la couche limite.

La surface de l'avion précitée peut être formée par une partie du fuselage de l'avion ou bien une partie de la voilure de l'avion. Dans ce dernier cas, les turboréacteurs peuvent être montés sur les ailes de l'avion. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique partielle et en coupe axiale de l'extrémité amont d'un turboréacteur à double flux relié à une surface d'un avion par un pylône selon la technique antérieure ; la figure 2 est une vue schématique partielle et en coupe axiale de l'extrémité amont d'un turboréacteur à double flux comportant une nacelle partiellement encastrée dans une surface de l'avion selon la technique antérieure ; la figure 3 est une vue schématique partielle et en coupe axiale d'un turboréacteur à double flux relié à un avion selon une première réalisation de l'invention ; la figure 4 est une vue schématique depuis l'amont des moyens de prélèvement, de guidage et de répartition circonférentiellement uniforme d'une partie de l'air de la couche limite ; les figures 5A, 5B et 5C sont des vues schématiques selon des plans de coupe A-A, B-B, C-C de la figure 3 ; la figure 6 est une vue schématique d'une réalisation de l'extrémité aval des moyens de diffusion circonférentielle sur 360° de la couche limite ; les figures 7 et 8 sont des vues schématiques partielle et en coupe axiale d'un turboréacteur à double flux relié à un avion selon une variante de l'invention ; la figure 9 est un graphe représentant en ordonnée la distance à la surface de l'avion et en abscisse l'évolution du rapport R de la vitesse de l'air dans la couche limite sur la vitesse de l'air en dehors de la couche limite ; la figure 10 représente une variante de positionnement des moyens de prélèvement et de guidage d'air par rapport au fuselage de l'avion. On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente un turboréacteur 10 à double flux d'un type connu relié à une surface 11 d'un avion par l'intermédiaire d'un pylône 12. Le turboréacteur 10 comprend une nacelle 14 entourant une soufflante 16 agencée à l'amont du turboréacteur. La soufflante 16 comprend une rangée annulaire d'aubes radiales 18 régulièrement réparties autour de l'axe 20 du turboréacteur et entrainées en rotation par le rotor d'une turbine basse pression 21 agencée en aval d'une manière bien connue de l'homme du métier.

Un compresseur basse pression 22 est agencé en aval de la soufflante et comprend un bec annulaire 24 de séparation des flux d'air primaire et secondaire, situé en aval des parties radialement internes des aubes de soufflante 18. Le compresseur basse pression est entouré extérieurement par une rangée annulaire d'aubes fixes 26 de guidage du flux d'air de contournement du moteur, ces aubes fixes ou OGV (« Outlet Guide Vane » ) étant reliées extérieurement à la nacelle 14 de la turbomachine 10. Le turboréacteur 10 comprend une entrée d'air annulaire 28 à son extrémité amont. L'air qui passe par l'entrée d'air 28 du turboréacteur 10 circule sur la rangée d'aubes mobiles 18 de la soufflante et se divise en un flux d'air primaire (flèche A) entrant dans le compresseur basse pression 22 et un flux d'air secondaire (flèche B) contournant le flux primaire. Comme représenté sur la figure 1, le pylône 12 de liaison du turboréacteur 10 à une surface de l'avion 11 de l'avion évite l'ingestion par le turboréacteur 10 de l'air de la couche limite 30. Ce type de configuration est favorable à une bonne opérabilité du turboréacteur. Toutefois, la couche limite 30 produit une traînée aérodynamique de l'avion qui réduit la performance globale de l'avion. Il s'ensuit une diminution du rendement propulsif de l'ensemble formé de l'avion et du turboréacteur 10 et une augmentation de la consommation de carburant.

La figure 2 représente un turboréacteur 32 dont la nacelle 34 est partiellement encastrée dans une surface de l'avion 36. Ce type de montage du turboréacteur 32 à configuration parfois appelée « à moteur enterré » permet d'éliminer le pylône 12 représenté en figure 1. Une telle configuration permet d'améliorer le rendement propulsif de l'ensemble formé de l'avion et des turboréacteurs 32 par abaissement de la vitesse de l'air en entrée des turboréacteurs en raison de l'ingestion d'une partie de la couche limite 30. Ce rendement est encore amélioré par la réduction de la traînée aérodynamique consécutive de la réduction de la surface des nacelles 34 en contact avec l'air 38 circulant autour de l'avion.

Toutefois, l'ingestion de la couche limite 30 induit une forte hétérogénéité de pression et de vitesse circonférentielle de l'air à l'entrée d'air 42 du turboréacteur 32. En effet, la faible vitesse de l'air entrant dans le turboréacteur dans la zone d'ingestion de la couche limite est la cause de risques importants de décrochage du flux d'air passant sur les aubes 44 situées dans cette zone du fait de la grande différence entre la vitesse de rotation des aubes 44 et la faible vitesse de l'air provenant de la couche limite 30. Comme indiqué précédemment, les aubes 44 peuvent subir des vibrations en flexion ou en torsion dues aux variations de pression consécutives à l'ingestion d'une partie d'air de la couche limite 30 à l'entrée 42 du turboréacteur 32. 2 9 82 842 10 Pour éviter les inconvénients précités de la technique antérieure, l'invention propose des moyens de prélèvement et de guidage de la couche limite jusqu'à l'entrée d'air du turboréacteur permettant de diffuser et réinjecter circonférentiellement la partie prélevée de la couche limite de 5 manière uniforme sur 360° en entrée du turboréacteur. Dans le mode de réalisation de l'invention représenté aux figures 3 et 4, la nacelle 46 du turboréacteur 48 est partiellement encastrée dans une surface 50 de l'avion. L'avion comprend des moyens de guidage et de prélèvement d'une 10 partie de l'air de la couche limite. Ces moyens comprennent un canal 52 s'étendant en amont de l'entrée d'air 54 du turboréacteur sur la surface 50 de l'avion. Le canal 52 comprend une extrémité amont 56 qui débouche dans la couche limite 30 formée sur la surface de l'avion 50. L'entrée 56 du canal de prélèvement et de guidage 52 s'étend en 15 direction transverse par rapport à l'axe du turboréacteur 20 sur une partie de la surface de l'avion, et a une longueur largement supérieure à sa hauteur. La hauteur de cette entrée 56 est dimensionnée pour être sensiblement égale à l'épaisseur de la couche limite dans la plupart des conditions de vol de l'avion de manière à ce que seul l'air de la couche 20 limite 30 soit prélevé par le canal 52 (figures 3 et 4). De manière générale, l'entrée 56 du canal 52 a une forme adaptée à la surface de l'avion sur laquelle elle est montée. L'entrée 56 du canal 52 peut ainsi avoir une section incurvée convexe comme représenté en figure 4. Elle peut encore avoir une section incurvée concave, rectangulaire ou 25 semi-elliptique, Le canal 52 comprend une partie intermédiaire 58 dont la section de passage d'air évolue progressivement d'amont en aval en une section annulaire à l'extrémité aval du canal 52. Les figures 5A, 5B et 5C représentent schématiquement des coupes transverses du canal au niveau 30 de l'entrée d'air du canal 52 (ligne A-A sur la figure 3), au niveau d'une partie médiane de la partie intermédiaire 58 (ligne B-B sur la figure 3) et au niveau de l'extrémité aval 60 du canal 52 (ligne C-C sur la figure 3), respectivement. L'extrémité aval 60 du canal 52 débouche à l'intérieur de la nacelle et entoure l'entrée d'air 54 du turboréacteur. De cette manière, le canal 52 permet une diffusion circonférentiellement uniforme sur 360° de la partie prélevée de la couche limite dans l'entrée 54 d'air du turboréacteur. L'extrémité aval du canal 52 comprend une paroi radiale 62 annulaire comprenant des ouvertures de dimensions calibrées telles que des perçages ou des fentes, permettant le passage de l'air en provenance de la couche limite 30.

Dans une variante de réalisation représentée en figure 6, l'extrémité aval du canal 52 comprend une pluralité d'aubes 64 régulièrement réparties autour de l'axe du turboréacteur. En fonctionnement, ces aubes 64 assurent un guidage de l'air provenant de la couche limite et entrant dans la turbomachine.

En fonctionnement, une partie de la couche limite 30 entre à l'intérieur du canal 52 et se répartit circonférentiellement sur 360° au fur et à mesure qu'elle progresse en direction de l'entrée d'air 54 du turboréacteur. Cet air est ensuite réinjecté circonférentiellement de manière sensiblement uniforme sur 360°, ce qui élimine les risques de décrochage du flux d'air circulant sur les aubes de la soufflante. La pression étant sensiblement circonférentiellement uniforme, on limite également les vibrations des aubes de soufflante 66. Comme représenté en figure 7, le turboréacteur 68 peut être relié au à la surface 70 de l'avion par l'intermédiaire d'un pylône 72 comme dans la technique antérieure. Le canal 74 de guidage et de diffusion circonférentielle sur 360° de la fraction prélevée de la couche limite est sensiblement identique à celui décrit en référence aux figures 3 à 5. Dans ce type de configuration, le canal 74 est porté par une partie 76 à section axiale sensiblement triangulaire. Cette partie permet de faire la liaison entre l'extrémité amont 78 du canal 74 agencée dans la couche limite 30 et l'entrée d'air 78 du turboréacteur 68.

Dans une autre réalisation de l'invention représentée en figure 8 où la nacelle 82 est partiellement encastrée dans le fuselage 84, le canal 86 comprend une partie intermédiaire 88 dont la section évolue progressivement vers l'aval en une section circulaire. L'extrémité aval de cette partie intermédiaire 88 est reliée de manière continue circonférentiellement à l'extrémité annulaire amont de la nacelle 82 du turboréacteur 90. Avec une telle configuration, l'entrée d'air 92 du turboréacteur est intégralement alimentée avec la partie prélevée de la couche limite 30.

Dans ce cas, l'aire de la section 94 de l'extrémité amont du canal 86 de prélèvement d'air est prévue pour être supérieure ou égale à l'aire de la section d'entrée d'air 92 du turboréacteur de manière à éviter une sous-alimentation en air du turboréacteur 90. La partie intermédiaire 88 peut comprendre des aubes fixes 96 espacées les unes des autres selon une direction sensiblement perpendiculaire à la surface de l'avion reliée au turboréacteur. L'espacement entre deux aubes 96 adjacentes augmente vers l'aval de manière à permettre une bonne diffusion en entrée du turboréacteur 92 de l'air prélevé dans la couche limite 30.

Cette réalisation de l'invention permet de déplacer une partie des équipements électriques et électroniques habituellement portés par la nacelle et de les monter immédiatement en amont du turboréacteur sur la surface externe du canal 86 de prélèvement et de guidage. On peut ainsi réduire le diamètre externe de la nacelle 82, et donc réduire sa traînée aérodynamique. Comme représenté en figure 8, le canal 86 ainsi que sa partie intermédiaire 88 et la nacelle 82 forment une paroi continue d'amont en aval, qu'il est possible d'équiper de revêtements acoustiques aussi bien sur la surface interne que sur la surface externe de manière à réduire les 30 nuisances sonores générées par la rotation des aubes 66 de soufflante. La figure 9 est un graphe représentant de manière conventionnelle en ordonnée la distance (en unités arbitraires : u.a.) au fuselage de l'avion et en abscisse l'évolution du rapport R de la vitesse de l'air dans la couche limite 30 sur la vitesse de l'air en dehors de la couche limite. Sur ce graphe, on voit que la couche limite se décompose en trois zones : une première zone 98 au contact du fuselage, appelée sous-couche visqueuse ou zone d'écoulement laminaire, une deuxième zone 100 intermédiaire et une troisième zone 102 externe. La figure 10 représente un montage similaire à celui de la figure 3 à l'exception du fait que l'extrémité amont 104 du canal 106 de prélèvement et de guidage est écartée de la surface 50 de l'avion d'une distance d. Cet agencement est particulièrement intéressant dans le cas où une distorsion de pression et de vitesse de l'air en entrée du turboréacteur subsisterait malgré la présence des moyens de diffusion circonférentiellement uniforme sur 360° de l'air prélevé dans la couche limite. La distance d est déterminée de manière à ne pas prélever l'air provenant de la première zone 98 et/ou tout ou partie de l'air de la zone intermédiaire 100 (figure 9). De cette manière, on élimine les distorsions résiduelles de pression et de vitesse en entrée d'air du turboréacteur, ce qui permet d'obtenir un bon compromis entre l'opérabilité du turboréacteur et l'amélioration de la performance du turboréacteur par ingestion d'une partie de la couche limite. On peut former un bossage 108 en amont de l'entrée du canal de prélèvement comme représenté sur les figures 3, 7 et 8. Ce bossage 108 évite l'entrée de corps étrangers dans le canal de prélèvement et de guidage, en déviant ces corps vers l'extérieur.

Dans la description ci-dessus, le terme « surface de l'avion » désigne la partie du fuselage de l'avion ou de la voilure qui est reliée au turboréacteur. Dans certaines réalisations où le prélèvement d'air est effectué sur le fuselage de l'avion, l'entrée du canal 52, 74, 86, 106 de prélèvement et de guidage de couche limite peut s'étendre en direction circonférentielle sur une partie ou sur la totalité de la circonférence du fuselage de l'avion.

Dans le cas où le prélèvement d'air est effectué sur une partie de la voilure de l'avion, le turboréacteur peut être partiellement encastré sur le dessus de l'aile de l'avion pour permettre l'utilisation de moteurs à grand taux de dilution.5

Claims (11)

1. REVENDICATIONS1. Avion comprenant au moins un turboréacteur (48, 68, 90) et des moyens de prélèvement d'une partie au moins de la couche limite (30) de l'écoulement d'air sur une surface de l'avion et de guidage de ce prélèvement jusqu'à une entrée d'air (54, 80) du turboréacteur, caractérisé en ce que les moyens de guidage comprennent des moyens de diffusion circonférentielle de ce prélèvement de manière uniforme sur 360° dans l'entrée d'air du turboréacteur.
2. 2. Avion selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de prélèvement et de guidage comprennent au moins un canal (52, 74, 86, 106) dont une extrémité amont débouche dans la couche limite (30) de l'écoulement d'air sur la surface de l'avion (50, 70) et dont une partie intermédiaire formant les moyens de diffusion circonférentielle, comporte une section évoluant progressivement vers l'aval de manière à entourer à son extrémité aval l'entrée d'air du turboréacteur et diffuser circonférentiellement sur 360° en entrée du turboréacteur la partie prélevée de la couche limite (30).
3. 3. Avion selon la revendication 2, caractérisé en ce que la partie intermédiaire du canal a une section qui évolue progressivement d'amont en aval en une section annulaire entourant en aval l'entrée d'air du turboréacteur.
4. 4. Avion selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que l'extrémité aval du canal comprend des aubes radiales (64) régulièrement réparties autour de l'axe (20) du turboréacteur ou une paroi annulaire (62) comportant une pluralité d'ouvertures de diffusion de la partie prélevée de la couche limite (30).
5. 5. Avion selon la revendication 2, caractérisé en ce que la partie intermédiaire du canal (86) a une section qui évolue progressivement vers l'aval en une section sensiblement circulaire reliée de façon continue à l'entrée d'air du turboréacteur (90).
6. 6. Avion selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'aire de la section (94) de l'extrémité amont du canal (86) de prélèvement de couche limite d'air (30) est supérieure ou égale à l'aire de la section (92) d'entrée d'air du turboréacteur (90).
7. 7. Avion selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que la partie intermédiaire (88) du canal comprend des aubes fixes (96) espacées les unes des autres selon une direction sensiblement perpendiculaire à la surface de l'avion.
8. 8. Avion selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'espacement entre deux aubes (96) adjacentes augmente vers l'aval.
9. 9. Avion selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que l'extrémité amont du canal de prélèvement (104) est écartée de la surface de l'avion (50) vers l'extérieur d'une distance prédéterminée, pour éviter le prélèvement de la partie à plus faible vitesse de la couche limite.
10. 10. Avion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une nacelle (46, 82) au moins partiellement encastrée dans la surface précitée (50, 84) de l'avion.
11. 11. Avion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la surface de l'avion reliée au turboréacteur est formée par une partie du fuselage ou de la voilure de l'avion.