FR3072947A1 - Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur - Google Patents

Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur Download PDF

Info

Publication number
FR3072947A1
FR3072947A1 FR1760258A FR1760258A FR3072947A1 FR 3072947 A1 FR3072947 A1 FR 3072947A1 FR 1760258 A FR1760258 A FR 1760258A FR 1760258 A FR1760258 A FR 1760258A FR 3072947 A1 FR3072947 A1 FR 3072947A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
fuselage
engine
aircraft according
thrust rod
fan casing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1760258A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3072947B1 (fr
Inventor
Eric Bouchet
Jerome Colmagro
Michel Garcia
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to FR1760258A priority Critical patent/FR3072947B1/fr
Priority to US16/173,190 priority patent/US11084596B2/en
Priority to CN201811271998.3A priority patent/CN109720585A/zh
Publication of FR3072947A1 publication Critical patent/FR3072947A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3072947B1 publication Critical patent/FR3072947B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention a pour objet un aéronef qui comprend un fuselage (60) et au moins un ensemble de propulsion (66) relié au fuselage par au moins deux bielles de poussée (100, 100') positionnées au moins partiellement dans une zone intérieure de l'entrée d'air de la nacelle de l'ensemble de propulsion (66). Ainsi, les bielles de poussée (100, 100') n'interfèrent pas avec le flux secondaire s'écoulant à l'intérieur de la nacelle et n'impactent pas les performances aérodynamiques de l'ensemble de propulsion (66).

Description

AERONEF COMPRENANT AU MOINS UN ENSEMBLE MOTEUR RELIE AU FUSELAGE DE L'AERONEF PAR DEUX BIELLES DE POUSSEE POSITIONNEES AU MOINS PARTIELLEMENT DANS UNE ENTREE D'AIR DE L'ENSEMBLE MOTEUR
La présente demande se rapporte à un aéronef comprenant au moins un ensemble moteur relié au fuselage de l'aéronef par deux bielles de poussée positionnées au moins partiellement dans une entrée d'air de l'ensemble moteur.
Sur la figure 1, on a représenté en 10 un aéronef comprenant un fuselage 12 qui s'étend d'une pointe avant 12.1 jusqu'à une pointe arrière 12.2, des ailes 14 positionnées de part et d'autre du fuselage 12, approximativement à mi-distance des pointes avant et arrière 12.1, 12.2, ainsi qu'un empennage 16 positionné au niveau de la pointe arrière 12.2 du fuselage 12.
Comme illustré sur la figure 3, le fuselage 12 comprend une ossature qui présente des cadres 18, disposés dans des plans transversaux, et des lisses ainsi qu'une peau rapportée sur l'ossature.
L'aéronef comprend également deux ensembles de propulsion 20, 20' disposés de part et d'autre du fuselage 12 au niveau de la pointe arrière 12.2 du fuselage.
Comme illustré en détail sur les figures 2 et 3, chaque ensemble de propulsion 20, 20' comprend un moteur 22 et une nacelle 24 positionnée autour du moteur 22, sur une partie de sa circonférence.
Le moteur 22 est de type turboréacteur double flux. Il comprend un cœur 26, qui comporte notamment un rotor pivotant par rapport à un stator selon un axe de rotation A22 du moteur, et un carter de soufflante 28 qui a approximativement une forme cylindrique et dans lequel est positionnée une soufflante 30 reliée au rotor du cœur 26 du moteur.
En fonctionnement, un premier flux d'air, appelé flux primaire, circule à l'intérieur du cœur 26 du moteur et un deuxième flux, appelé flux secondaire, circule entre le cœur 26 du moteur 22 et la nacelle 24.
Pour la suite de la description, les notions avant et arrière font référence au sens d'écoulement des gaz, l'avant correspondant à l'admission des gaz (air) dans le moteur 22 et l'arrière correspondant à l'échappement des gaz (gaz de combustion).
Le cœur 26 s'étend d'un carter avant 32 qui comprend une admission d'air jusqu'à un carter arrière 34 qui comprend un échappement des gaz de combustion.
La nacelle 24 comprend, à l'avant, une entrée d'air 36 qui présente une lèvre 38 et un conduit intérieur avant dans le prolongement de la lèvre 38, configuré pour canaliser l'air en direction du carter de soufflante 28 et, à l'arrière, un échappement 40 qui présente un bord de fuite 42, un conduit intérieur arrière qui s'étend du carter de soufflante 28 jusqu'au bord de fuite. La nacelle 24 comprend au moins une paroi extérieure qui s'étend de la lèvre 38 jusqu'au bord de fuite 42.
Dans le cas présent, la nacelle 24 ne s'étend pas sur toute la circonférence du moteur 22. La nacelle 24 est imbriquée dans le fuselage 12 dont des zones délimitent une partie de l'entrée d'air 36 et une partie de l'échappement 40. Cette configuration d'ensembles de propulsion dite BLI pour Boundary Layer Ingestion en anglais permet un gain substantiel en matière de consommation énergétique.
Selon un mode de réalisation, le moteur 22 est relié au fuselage 12 par une liaison 44.
Selon un mode de réalisation connu illustré par la figure 3, la liaison 44 comprend un mât 46, une première attache 48 reliant le mât 46 et le fuselage 12, au moins une attache moteur arrière 50 reliant le carter arrière 34 du cœur 26 du moteur 22 et le mât 46, au moins une attache moteur avant 52 reliant le carter de soufflante 28 et le fuselage 12 et deux bielles de poussée 54, 54' reliant le cœur 26 du moteur, plus précisément le carter avant 32, et le mât 46.
Les bielles de poussée 54, 54' sont reliées au carter avant 32 du cœur 26 du moteur en deux points d'ancrage 56, 56', disposés de part et d'autre d'un plan horizontal passant par l'axe A22 du moteur 22 et écartés dudit plan horizontal.
Les parties du mât 46 et des bielles de poussée 54, 54' positionnées dans le flux secondaire sont enveloppées dans un carénage 58 appelé bifurcation, représenté en pointillés sur la figure 4, qui se prolonge à l'arrière par un carénage arrière de mât APF (pour After Pylon Fairing).
Compte tenu de l'écartement des points d'ancrage 56, 56' des bielles de poussée 54, 54', la bifurcation 58 a un volume important ce qui pénalise les performances aérodynamiques de l'ensemble de propulsion et augmente sa consommation énergétique.
La présente invention vise à remédier aux inconvénients de l'art antérieur.
A cet effet, l'invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage et au moins un ensemble de propulsion qui comprend :
un moteur comportant un axe de rotation, un cœur et un carter de soufflante qui a approximativement une forme cylindrique et présente un bord avant et un bord arrière, une nacelle comportant, à l'avant, une entrée d'air qui présente une lèvre, un conduit intérieur avant configuré pour canaliser un flux d'air en direction du carter de soufflante et une paroi extérieure délimitant avec la lèvre et le conduit intérieur avant une zone intérieure de l'entrée d'air, une liaison reliant le moteur et le fuselage et comportant au moins deux bielles de poussée.
Selon l'invention, chaque bielle de poussée comprend un premier point d'ancrage reliant ladite bielle de poussée au carter de soufflante et un deuxième point d'ancrage reliant ladite bielle de poussée au fuselage et décalé vers l'avant par rapport au premier point d'ancrage de manière à ce que chaque bielle de poussée soit positionnée au moins partiellement dans la zone intérieure de l'entrée d'air.
Les bielles de poussée étant positionnées dans l'entrée d'air, elles n'interfèrent pas avec le flux secondaire. Ainsi, elles n'impactent pas les performances aérodynamiques de l'ensemble de propulsion.
Selon une autre caractéristique, le moteur comprend des redresseurs reliant le carter de soufflante et le cœur du moteur et, pour chaque bielle de poussée, le premier point d'ancrage est positionné au droit des redresseurs.
Selon une autre caractéristique, pour chaque bielle de poussée, les premier et deuxième points d'ancrage sont agencés de manière à ce que la bielle de poussée et l'axe de rotation du moteur forment un angle inférieur à 25°.
Selon une autre caractéristique, pour chaque bielle de poussée, les premier et deuxième points d'ancrage sont les plus écartés possible.
Selon une configuration, pour chaque bielle de poussée, le premier point d'ancrage est positionné approximativement dans un plan vertical contenant l'axe de rotation du moteur.
Selon un mode de réalisation, le deuxième point d'ancrage et le bord avant du carter de soufflante sont séparés d'une distance sensiblement égale à une distance séparant le premier point d'ancrage et le bord avant du carter de soufflante.
Selon une configuration, les deuxièmes points d'ancrage sont disposés dans un même plan parallèle à plan médian vertical du fuselage.
Selon un mode de réalisation, les bielles de poussée sont sensiblement symétriques par rapport à un plan médian horizontal du moteur.
Selon une autre caractéristique, la liaison reliant le moteur et le fuselage comprend une attache moteur arrière comportant une traverse qui s'étend selon une direction horizontale et transversale, qui est reliée au fuselage et qui présente une première extrémité reliée au cœur du moteur.
Selon une configuration, la traverse présente une première extrémité reliée au cœur du moteur d'un premier ensemble de propulsion et une deuxième extrémité reliée au cœur du moteur d'un deuxième ensemble de propulsion, la partie médiane de la traverse étant reliée au fuselage.
Selon une autre caractéristique, la liaison reliant le moteur et le fuselage comprend une attache moteur avant comportant une ceinture qui ceinture le carter de soufflante et qui est reliée au fuselage.
Selon un mode de réalisation, la ceinture est positionnée au droit des redresseurs.
D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l'invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :
La figure 1 est une vue en perspective d'un aéronef équipé d'ensembles de propulsion positionnés au niveau de la pointe arrière du fuselage de l'aéronef,
La figure 2 est une vue en perspective d'un ensemble de propulsion qui présente une nacelle imbriquée dans le fuselage de l'aéronef visible sur la figure 1,
La figure 3 est une vue en perspective d'une liaison entre un ensemble de propulsion (la nacelle n'étant pas toute représentée) et un fuselage d'aéronef (la peau n'étant pas toute représentée) qui illustre un mode de réalisation de l'art antérieur,
La figure 4 est une vue de face de la liaison visible sur la figure 3,
La figure 5 est une vue en perspective d'une liaison entre un ensemble de propulsion (la nacelle n'étant pas toute représentée) et un fuselage d'aéronef (la peau n'étant pas toute représentée) qui illustre un mode de réalisation de l'invention, La figure 6 est une vue de dessus de la liaison visible sur la figure 5, et
La figure 7 est une vue de face de la liaison visible sur la figure 5.
Sur les figures 5, 6 et 7, on a représenté une pointe arrière 60.1 d'un fuselage 60 d'aéronef.
Le fuselage 60 comprend une ossature qui présente des cadres 62, positionnés dans des plans transversaux (approximativement perpendiculaires à l'axe longitudinal de l'aéronef qui va de la pointe avant à la pointe arrière), et des lisses (non représentées) qui relient les cadres 62 ainsi qu'une peau 64 rapportée sur l'ossature.
La peau 64 délimite une zone intérieure du fuselage 60.
Les cadres 62 ont une section qui se réduit en allant vers l'extrémité de la pointe arrière 60.1. Selon un mode de réalisation visible sur les figures 5 et 7, chaque cadre 62 comprend une partie supérieure avec une courbure convexe, une partie inférieure avec une courbure convexe et deux parties latérales avec chacune une courbure concave.
Les cadres 62 ont chacun un profil symétrique par rapport à un plan médian vertical (plan vertical contenant l'axe longitudinal de l'aéronef).
L'aéronef comprend deux ensembles de propulsion 66 positionnés au niveau de la pointe arrière 60.1 du fuselage 60 de manière symétrique par rapport au plan médian vertical.
Chaque ensemble de propulsion 66 comprend un moteur 68 et une nacelle 70 positionnée autour du moteur 68, sur une partie de sa circonférence.
Le moteur 68 est de type turboréacteur double flux. Il comprend un cœur 72, qui comporte notamment un rotor pivotant par rapport à un stator selon un axe de rotation A68 du moteur, et un carter de soufflante 74 qui a approximativement une forme cylindrique et dans lequel est positionnée une soufflante 76 reliée au rotor du cœur 72 du moteur.
En fonctionnement, un premier flux d'air, appelé flux primaire, circule à l'intérieur du cœur 72 du moteur et un deuxième flux, appelé flux secondaire, circule entre le cœur 72 du moteur et la nacelle 70.
Le carter de soufflante 74 se présente sous la forme d'un cylindre coaxial à l'axe de rotation A68 du moteur 68 et comprend un bord avant 74.1 et un bord arrière 74.2.
Le moteur 68 comprend des redresseurs 77, reliant le carter de soufflante 74 et le cœur 72 du moteur 68, qui permettent de redresser le flux secondaire. Ces redresseurs 77 sont des éléments radiaux positionnés à proximité du bord arrière 74.2 du carter de soufflante 74. Ils sont représentés de manière schématique sur la figure 5.
Le cœur 72 s'étend d'un carter avant 78 qui comprend une admission d'air jusqu'à un carter arrière 80 qui comprend un échappement des gaz de combustion.
La nacelle 70 comprend, à l'avant, une entrée d'air 82 qui présente une lèvre 84 et un conduit intérieur avant 86 dans le prolongement de la lèvre 84, configuré pour canaliser l'air en direction du carter de soufflante 74 et, à l'arrière, un échappement 88 qui présente un bord de fuite 90, un conduit intérieur arrière 92 qui s'étend du carter de soufflante 74 jusqu'au bord de fuite 90. La nacelle 70 comprend également au moins une paroi extérieure 94 qui s'étend de la lèvre 84 jusqu'au bord de fuite 90.
La lèvre 84, le conduit intérieur avant 86 et la paroi extérieure 94 délimitent une zone intérieure de l'entrée d'air 82.
Dans le cas présent, la nacelle 70 ne s'étend pas sur toute la circonférence du moteur 68. La nacelle 70 est imbriquée dans le fuselage 60 dont des zones délimitent une partie de l'entrée d'air 82 et une partie de l'échappement 88. Cette configuration d'ensembles de propulsion dite BLI, pour Boundary Layer Ingestion en anglais, permet un gain substantiel en matière de consommation énergétique.
Selon cette configuration, les parties latérales avec les courbures concaves de certains cadres 62 du fuselage 60 épousent les formes du carter de soufflante 74 et des conduits intérieurs avant et arrière 86, 92 de la nacelle 70. La peau 64 du fuselage et la paroi extérieure 94 de la nacelle 70 d'une part, la peau 64 du fuselage et les conduits intérieurs avant et arrière 86, 92 d'autre part ont des zones de jonction. Ainsi, la zone intérieure de l'entrée d'air 82 communique avec la zone intérieure du fuselage 60.
Les différentes parties du moteur 68 et de la nacelle 70 ne sont pas plus décrites car elles peuvent être identiques à celles de l'art antérieur.
Le moteur 68 est relié au fuselage 60 par une liaison qui comprend :
Une attache moteur avant 96 reliant le carter de soufflante 74 et le fuselage 60,
Une attache moteur arrière 98 reliant la partie arrière du cœur 72 du moteur 68, plus particulièrement son carter arrière 80, et le fuselage 60, et
Au moins deux bielles de poussée 100, 100' reliant le carter soufflante 74 et le fuselage 60, chaque bielle de poussée 100, 100' comprenant un premier point d'ancrage 102, 102' reliant ladite bielle de poussée 100, 100' au carter de soufflante 74 ainsi qu'un deuxième point d'ancrage 104, 104' reliant ladite bielle de poussée 100, 100' au fuselage 60, décalé vers l'avant par rapport au premier point d'ancrage 102, 102'.
Ainsi, chaque bielle de poussée 100, 100' est positionnée au moins partiellement dans la zone intérieure de l'entrée d'air 82 et n'interfère pas avec le flux secondaire.
Selon une configuration, pour chaque bielle de poussée 100,100', le premier point d'ancrage 102, 102' est positionné au droit des redresseurs 77. Par au droit, on entend que le premier point d'ancrage 102, 102' est positionné dans le ou les même(s) plan(s) transversa(l)(ux) (plan(s) perpendiculaire(s) à l'axe de rotation A68 du moteur) que les redresseurs 77. Ainsi, le premier point d'ancrage 102,102' est positionné au niveau ou proche du bord arrière 74.2 du carter de soufflante 74.
Selon une autre caractéristique de l'invention, pour chaque bielle de poussée 100, 100', les premier et deuxième points d'ancrage 102,102', 104, 104' sont agencés de manière à ce que la bielle de poussée 100, 100' et l'axe de rotation A68 du moteur 68 forment un angle a le plus faible possible, en vue de dessus.
Pour chaque bielle de poussée, les premier et deuxième points d'ancrage 104, 104' sont les plus écartés possible.
Le premier point d'ancrage 102, 102' est positionné approximativement dans le plan médian vertical du moteur 68 (plan vertical contenant l'axe de rotation A68 du moteur 68), comme illustré sur la figure 6. Ainsi, le premier point d'ancrage 102 de la première bielle de poussée 100 est positionné au point le plus haut du carter de soufflante 74 et le premier point d'ancrage 102' de la deuxième bielle de poussée 100' est positionné au point le plus bas du carter de soufflante 74, comme illustré sur la figure 7.
Pour chaque bielle de poussée 100, 100', le deuxième point d'ancrage 104, 104' est relié à l'un des cadres 62, référencé 62', du fuselage 60.
Le deuxième point d'ancrage 104, 104' est décalé vers l'avant par rapport au bord avant 74.1 du carter de soufflante 74 de sorte que l'angle a entre la bielle de poussée 100, 100' et l'axe de rotation A68 du moteur 68 soit inférieur à 25°. Selon un mode de réalisation, le deuxième point d'ancrage 104, 104' est décalé vers l'avant par rapport au bord avant 74.1 du carter de soufflante 74 de sorte que l'angle a soit inférieur à 10°.
Le deuxième point d'ancrage 104, 104' et le bord avant 74.1 du carter de soufflante 74 sont séparés d'une distance sensiblement égale à une distance séparant le premier point d'ancrage 102,102' et le bord avant 74.1 du carter de soufflante 74.
Selon un mode de réalisation, les deuxièmes points d'ancrage 104, 104' sont disposés dans un même plan vertical. Cette solution permet d'obtenir un chargement symétrique entre les deux deuxièmes points d'ancrage.
Les bielles de poussée 100,100' sont sensiblement symétriques par rapport à un plan médian horizontal du moteur 68 (plan horizontal contenant l'axe de rotation A68 du moteur 68). Pour chaque bielle de poussée 100,100', les premier et deuxième points d'ancrage 102,102', 104,104' sont disposés dans un plan sensiblement horizontal.
L'attache moteur arrière 98 comprend une traverse 106 qui s'étend selon une direction horizontale et transversale (perpendiculaire à l'axe longitudinal du fuselage) et qui présente une première extrémité 106.1 reliée au cœur 72 du moteur 68.
Selon une configuration, la traverse 106 relie les cœurs 72 des moteurs 68 des ensembles de propulsion disposés de part et d'autre du fuselage et comprend une première extrémité 106.1, reliée au cœur 72 du moteur 68 d'un premier ensemble de propulsion, et une deuxième extrémité reliée au cœur du moteur d'un deuxième ensemble de propulsion, la partie médiane de la traverse 106 étant reliée à au moins un cadre 62, référencé 62'' du fuselage 60.
Comme illustré sur la figure 7, la traverse 106 est positionnée à l'intérieur d'un carénage 108, appelé également bifurcation, représenté en pointillé.
L'attache moteur avant 96 reliant le carter de soufflante 74 et le fuselage 60 comprend des liaisons entre le carter de soufflante 74 et des cadres 62, référencé 62''' du fuselage et/ou une ceinture 110 qui ceinture le carter de soufflante 74 et qui est reliée au fuselage 60, notamment à un des cadres 62''' du fuselage 60. Cette ceinture 110 est positionnée au droit des redresseurs 77.
L'invention procure les avantages suivants :
Selon un premier avantage, les bielles de poussée 100, 100' étant positionnées dans l'entrée d'air, le volume de la bifurcation 108 est restreint, ce qui permet de réduire la traînée aérodynamique et de supprimer le carénage arrière de mât APF.
Selon un deuxième avantage, les bielles de poussée 100, 100' sont éloignées des zones 5 chaudes du moteur 68 si bien qu'il est possible de les réaliser en matériau composite à base de polymère à renfort de fibres de carbone, dit PRFC (en anglais Carbon Fiber Reinforced Polymer ou CFRP), qui sont plus résistants aux vibrations.
Selon un troisième avantage, le fait de positionner les bielles de poussée au niveau de l'entrée d'air permet de pouvoir écarter les points d'ancrage de chaque bielle de poussée ce 10 qui permet in fine de réduire l'angle a entre l'axe de rotation du moteur et chaque bielle de poussée. Le fait de réduire cet angle a permet de réduire les risques de distorsion du moteur et d'optimiser son fonctionnement.
Enfin, l'invention permet de supprimer le mât et de le remplacer par une traverse qui a une masse beaucoup moins importante, ce qui permet de réduire la masse embarquée.

Claims (12)

1. Aéronef comprenant un fuselage (60) et au moins un ensemble de propulsion (66) qui comprend :
un moteur (68) comportant un axe de rotation (A68), un cœur (72) et un carter de soufflante (74) qui a approximativement une forme cylindrique et présente un bord avant (74.1) et un bord arrière (74.2), une nacelle (70) comportant, à l'avant, une entrée d'air (82) qui présente une lèvre (84), un conduit intérieur avant (86) configuré pour canaliser un flux d'air en direction du carter de soufflante (74) et une paroi extérieure (94) délimitant avec la lèvre (84) et le conduit intérieur avant (86) une zone intérieure de l'entrée d'air (82), une liaison reliant le moteur (68) et le fuselage (60) et comportant au moins deux bielles de poussée (100,100'), caractérisé en ce que chaque bielle de poussée (100, 100') comprend un premier point d'ancrage (102, 102') reliant ladite bielle de poussée (100, 100') au carter de soufflante (74) et un deuxième point d'ancrage (104, 104') reliant ladite bielle de poussée (100, 100') au fuselage (60) et décalé vers l'avant par rapport au premier point d'ancrage (102, 102') de manière à ce que chaque bielle de poussée (100, 100') soit positionnée au moins partiellement dans la zone intérieure de l'entrée d'air (82).
2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moteur (68) comprend des redresseurs (77) reliant le carter de soufflante (74) et le cœur (72) du moteur et en ce que, pour chaque bielle de poussée (100, 100'), le premier point d'ancrage (102, 102') est positionné au droit des redresseurs (77).
3. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, pour chaque bielle de poussée (100, 100'), les premier et deuxième points d'ancrage (102, 102', 104, 104') sont agencés de manière à ce que la bielle de poussée (100, 100') et l'axe de rotation (A68) du moteur (68) forment un angle (a) inférieur à 25°.
4. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, pour chaque bielle de poussée (100, 100'), les premier et deuxième points d'ancrage (102, 102', 104,104') sont les plus écartés possible.
5. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, pour chaque bielle de poussée (100, 100'), le premier point d'ancrage (102, 102') est positionné approximativement dans un plan vertical contenant l'axe de rotation (A68) du moteur (68).
6. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le deuxième point d'ancrage (104, 104') et le bord avant (74.1) du carter de soufflante (74) sont séparés d'une distance sensiblement égale à une distance séparant le premier point d'ancrage (102,102') et le bord avant (74.1) du carter de soufflante (74).
7. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les deuxièmes points d'ancrage (104,104') sont disposés dans un même plan vertical.
8. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les bielles de poussée (100, 100') sont sensiblement symétriques par rapport à un plan médian horizontal du moteur (68).
9. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la liaison reliant le moteur (68) et le fuselage (60) comprend une attache moteur arrière (98) comportant une traverse (106) qui s'étend selon une direction horizontale et transversale, qui est reliée au fuselage (60) et qui présente une première extrémité (106.1) reliée au cœur (72) du moteur (68).
10. Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la traverse (106) présente une première extrémité (106.1), reliée au cœur (72) du moteur (68) d'un premier ensemble de propulsion, et une deuxième extrémité reliée au cœur du moteur d'un deuxième ensemble de propulsion, la partie médiane de la traverse (106) étant reliée au fuselage (60).
11. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la liaison reliant le moteur (68) et le fuselage (60) comprend une attache moteur avant (96) comportant une ceinture (110) qui ceinture le carter de soufflante (74) et qui est reliée au fuselage (60).
12. Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la ceinture (110) est positionnée au droit des redresseurs (77).
FR1760258A 2017-10-30 2017-10-30 Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur Active FR3072947B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1760258A FR3072947B1 (fr) 2017-10-30 2017-10-30 Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur
US16/173,190 US11084596B2 (en) 2017-10-30 2018-10-29 Aircraft comprising at least one engine assembly linked to the fuselage of the aircraft by two connecting rods positioned at least partially in an air inlet of the engine assembly
CN201811271998.3A CN109720585A (zh) 2017-10-30 2018-10-30 飞行器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1760258A FR3072947B1 (fr) 2017-10-30 2017-10-30 Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur
FR1760258 2017-10-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3072947A1 true FR3072947A1 (fr) 2019-05-03
FR3072947B1 FR3072947B1 (fr) 2021-12-17

Family

ID=60627893

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1760258A Active FR3072947B1 (fr) 2017-10-30 2017-10-30 Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11084596B2 (fr)
CN (1) CN109720585A (fr)
FR (1) FR3072947B1 (fr)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5443229A (en) * 1993-12-13 1995-08-22 General Electric Company Aircraft gas turbine engine sideways mount
EP0849165A2 (fr) * 1996-12-18 1998-06-24 British Aerospace Public Limited Company Structure d'aéronef et groupes moteurs utilisés
FR2928137A1 (fr) * 2008-02-29 2009-09-04 Airbus France Sas Systeme de propulsion arriere d'avion fixe par poutres et avion comportant un tel systeme.
FR2934563A1 (fr) * 2008-08-04 2010-02-05 Airbus France Aile volante comportant un moteur monte sur un mat.
FR2986844A1 (fr) * 2012-02-09 2013-08-16 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison structurale avec filtrage de vibrations
US8561940B2 (en) * 2009-12-11 2013-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Arrangement for the suspension of a jet engine to a supporting structure
EP2706011A1 (fr) * 2012-09-06 2014-03-12 Airbus Operations (Société par actions simplifiée) Ensemble propulsif latéral pour aéronef comprenant un arceau de support d'un turbomoteur
US20160069299A1 (en) * 2013-04-23 2016-03-10 Airbus Defence And Space Sas Orientable rocket-motor system
FR3039206A1 (fr) * 2015-07-22 2017-01-27 Snecma Turbomachine pour aeronef comportant une turbine libre dans le flux primaire
WO2017134459A1 (fr) * 2016-02-04 2017-08-10 Aeralis Ltd Aéronef modulaire

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4044973A (en) * 1975-12-29 1977-08-30 The Boeing Company Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine
ES2341514B1 (es) * 2007-10-03 2011-04-18 Airbus España S.L. Configuracion estructural para el montaje de un motor sobre la estructura de una aeronave.
FR2943623B1 (fr) * 2009-03-30 2011-04-29 Airbus France Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs montee oscillante sur le fuselage

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5443229A (en) * 1993-12-13 1995-08-22 General Electric Company Aircraft gas turbine engine sideways mount
EP0849165A2 (fr) * 1996-12-18 1998-06-24 British Aerospace Public Limited Company Structure d'aéronef et groupes moteurs utilisés
FR2928137A1 (fr) * 2008-02-29 2009-09-04 Airbus France Sas Systeme de propulsion arriere d'avion fixe par poutres et avion comportant un tel systeme.
FR2934563A1 (fr) * 2008-08-04 2010-02-05 Airbus France Aile volante comportant un moteur monte sur un mat.
US8561940B2 (en) * 2009-12-11 2013-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Arrangement for the suspension of a jet engine to a supporting structure
FR2986844A1 (fr) * 2012-02-09 2013-08-16 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison structurale avec filtrage de vibrations
EP2706011A1 (fr) * 2012-09-06 2014-03-12 Airbus Operations (Société par actions simplifiée) Ensemble propulsif latéral pour aéronef comprenant un arceau de support d'un turbomoteur
US20160069299A1 (en) * 2013-04-23 2016-03-10 Airbus Defence And Space Sas Orientable rocket-motor system
FR3039206A1 (fr) * 2015-07-22 2017-01-27 Snecma Turbomachine pour aeronef comportant une turbine libre dans le flux primaire
WO2017134459A1 (fr) * 2016-02-04 2017-08-10 Aeralis Ltd Aéronef modulaire

Also Published As

Publication number Publication date
FR3072947B1 (fr) 2021-12-17
US20190144125A1 (en) 2019-05-16
CN109720585A (zh) 2019-05-07
US11084596B2 (en) 2021-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2723642B1 (fr) Structure d'accrochage d'une turbomachine
EP1902951B1 (fr) Système propulsif à pylone intégré pour avion
CA2715738C (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante
EP2244943B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur
EP3380399B1 (fr) Avion propulse par une turbomachine muni d'un ecran acoustique
FR3040369A1 (fr) Ensemble moteur d'aeronef comprenant une attache moteur avant amelioree
EP3757012B1 (fr) Ensemble propulseur d'aéronef comportant une structure primaire de mât et une attache moteur avant améliorées
FR3040076A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage equipee d'une extension de caisson comprenant deux parties en forme globale d'arceau
FR3050721A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees
FR2676707A1 (fr) Nacelle pour suspendre sous l'aile d'un avion un groupe turboreacteur du type a double flux.
FR3048957A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef, comprenant des dispositifs souples de transmission d'efforts agences entre les capots d'inversion de poussee et le moteur
CA2715809C (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un turboreacteur avec des structures de renfort reliant le carter de soufflante au carter central
FR3041992A1 (fr) Aeronef avec un moyen de propulsion a soufflante deportee
FR3060531A1 (fr) Partie arriere d'aeronef comprenant un cadre de fuselage supportant deux moteurs partiellement enterres
FR3020343A1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage constituee par trois elements independants
FR3059298A1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant un moteur de type " open rotor puller " et des moyens d'accrochage de celui-ci a la structure rigide d'un mat d'accrochage
CA2716742A1 (fr) Structure d'accrochage pour turboreacteur
EP4112476A1 (fr) Ensemble propulseur à hélice et moteur électrique comprenant une structure primaire adaptée et aéronef comportant au moins un tel ensemble propulseur
EP3521173B1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure a l'aide d'une liaison boulonnee
CA2802590A1 (fr) Structure de redressement de flux d'air pour nacelle de moteur d'aeronef
FR2898336A1 (fr) Carenage aerodynamique destine a etre rapporte fixement sous une aile d'aeronef
FR2876658A1 (fr) Empennage vertical pour aeronef et aeronef muni d'un tel empennage
CA2812373A1 (fr) Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aeronef
EP2614225B1 (fr) Treillis hyperstatique de bielles
FR3072947A1 (fr) Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur

Legal Events

Date Code Title Description
PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20190503

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7