FR3079211A1 - Ensemble propulsif d'aeronef comportant deux moteurs adjacents, dont les tuyeres de sorties presentent une portion droite a proximite d'un plan median de l'ensemble propulsif - Google Patents

Ensemble propulsif d'aeronef comportant deux moteurs adjacents, dont les tuyeres de sorties presentent une portion droite a proximite d'un plan median de l'ensemble propulsif Download PDF

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Abstract

L'invention porte sur un ensemble propulsif d'aéronef comportant un premier moteur comportant une première tuyère (17) et un deuxième moteur comportant une deuxième tuyère (18), et une nacelle (1). La première tuyère (17) et la deuxième tuyère (18) ont chacune une section de sortie, définie par une paroi externe de la tuyère, dont une portion est sensiblement droite, et la portion droite de la section de sortie de la première tuyère (17) et la portion droite de la section de sortie de la deuxième tuyère (18) sont au contact l'une de l'autre ou forment une paroi commune audites tuyères (17,18) au niveau d'un plan médian (PM) de symétrie de l'ensemble propulsif. La grande proximité permise entre les moteurs permet de limiter l'espace entre le carénage de chaque moteur formé par la nacelle, et de limiter la trainée aérodynamique du groupe propulsif.

Description

La présente invention concerne le domaine des ensembles propulsifs d’aéronef. Elle porte plus particulièrement sur l’architecture des ensembles propulsifs comportant deux moteurs adjacents, c’est-à-dire positionnés côte à côte à proximité l’un de l’autre.
Des ensembles propulsifs d’aéronefs comportant deux moteurs adjacents ont été employés notamment sur certains aéronefs commerciaux, tels que le modèle « VC-10 >> du constructeur aéronautique Vickers de la British Aircraft Corporation et le modèle « IL-62 >> du constructeur aéronautique llyushin. Les ensembles propulsifs à moteurs adjacents connus dans l’état de la technique sont néanmoins globalement conçus comme la juxtaposition de deux ensembles propulsifs. L’intégration entre les moteurs, notamment pour ce qui concerne la nacelle qui les carène, est faible. En d’autres termes, la nacelle de ces ensembles est conçue quasiment comme deux nacelles d’ensembles propulsifs à un seul moteur isolé, jointes et carénées entre elles au niveau de la zone inter-nacelle.
Selon une telle conception des ensembles propulsifs à moteurs adjacents, un carénage volumineux doit être ménagé entre les moteurs. Ce carénage doit présenter, pour raisons aérodynamiques, un appendice arrière dit « queue de castor >>. Il résulte de cette conception selon l’état de la technique des ensembles propulsifs à moteurs adjacents que leur nacelle présente une surface mouillée importante, ce qui augmente la traînée de frottement générée par l’ensemble propulsif. La surface mouillée correspond à la surface en contact avec le flux d'air extérieur.
En outre, le carénage imposant entre les moteurs et les interactions entre le carénage de chacun des moteurs génère des survitesses dans le flux d’air s’écoulant entre les moteurs, ce qui entraîne des variations de densité de l’air et la génération d’une traînée de compressibilité, voire des ondes de choc dans la zone inter-moteurs.
Ainsi, les pertes aérodynamiques, liées à la traînée de friction ou de compressibilité, sont importantes au niveau de l’espace séparant les tuyères des deux moteurs de l’ensemble propulsif.
L’invention tend ainsi à proposer une architecture d’ensemble propulsif à moteurs adjacents optimisée de sorte à limiter les pertes aérodynamiques.
Ainsi, l’invention porte sur un ensemble propulsif d’aéronef comportant un premier moteur et un deuxième moteur adjacents et une nacelle dans laquelle sont installés lesdits premier et deuxième moteurs, le premier moteur comportant une première tuyère d’éjection de gaz et le deuxième moteur comportant une deuxième tuyère d’éjection de gaz. La première tuyère et la deuxième tuyère ont chacune une section de sortie, définie par une paroi externe de la tuyère, dont une portion est sensiblement droite. L’ensemble propulsif est configuré de sorte que la portion droite de la section de sortie de la première tuyère et la portion droite de la section de sortie de la deuxième tuyère sont en regard l’une de l’autre de part et d’autre d’un plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif, au contact l’une de l’autre, ou forment une paroi commune audites tuyères (17,18) au niveau dudit plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif.
L’emploi de tuyères d’éjection de gaz présentant une section de sortie non circulaire, et en particulier présentant une portion sensiblement droite permet leur rapprochement afin de limiter ou supprimer l’espace entre les tuyères qui nécessite dans l’état de la technique l’emploi d’un carénage volumineux pour éviter le décollement de l’air passant dans cet espace. En particulier, les parois formant la première tuyère et la deuxième tuyère sont rapprochées du plan médian de symétrie de l’ensemble propulsif de sorte à devenir très proches l’une de l’autre, et communes ou en contact au niveau de la sortie des tuyères. Cela va de pair avec une grande proximité entre les moteurs de l’ensemble propulsif. La grande proximité entre les moteurs permet de limiter l’espace entre le carénage de chaque moteur formé par la nacelle.
La section sortie de chaque tuyère peut comporter une portion sensiblement en demi-cercle, à l’opposé dudit plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif.
Chaque tuyère peut comporter un cône s’étendant longitudinalement à l’intérieur de ladite tuyère et à travers sa section de sortie, ledit cône étant conformé de sorte qu’au niveau de la section de sortie de la tuyère, la distance entre ledit cône et la paroi externe de la tuyère est sensiblement constant sur l’ensemble du pourtour dudit cône.
Les sections de sortie respectives de la première et de la deuxième tuyère peuvent être dissymétriques par rapport au plan orthogonal au plan médian de symétrie de l’ensemble propulsif passant par un axe principal du premier moteur et par un axe principal du deuxième moteur.
Les sections de sortie des tuyères peuvent être orientées de manière convergente vers le plan médian.
Dans un ensemble propulsif d’aéronef comportant une paroi commune aux tuyères, ladite paroi commune peut être arrêtée en amont des parois extérieures respectives desdites tuyères, de manière à former une section de sortie augmentée adaptée à maximiser la poussée lors du fonctionnement d’un seul desdites premier moteur et deuxième moteur.
La nacelle du groupe propulsif peut comporter une lèvre d’entrée d’air commune pour le premier moteur et le deuxième moteur, le flux d’air étant réparti entre le premier moteur et le deuxième moteur par une lèvre médiane qui s’étend, au moins en partie, en retrait de ladite lèvre d’entrée d’air commune. La lèvre d’entrée d’air commune peut comporter, à l’aplomb de la lèvre médiane, un lobe inférieur et un lobe supérieur s’étendant vers l’avant de la nacelle. La lèvre médiane peut présenter une courbure dans le plan médian (PM) de sorte qu’elle joint lesdits lobe inférieur (15) et lobe supérieur (14) en formant sensiblement un arc de cercle.
Une surface extérieure de la nacelle de l’ensemble propulsif peut former une surface aérodynamique unique et commune aux deux moteurs.
La surface aérodynamique peut être prolongée au-delà de la section de sortie des tuyères, au niveau du plan médian, par un carénage local.
Le premier moteur peut comporter une première soufflante, et le deuxième moteur peut comporter une deuxième soufflante, la première soufflante et la deuxième soufflante s’étendant dans un même plan, et dans lequel le cercle dans lequel s’inscrit la première soufflante en rotation est distant d’au plus trente centimètres, et de préférence d’au plus vingt centimètres, du cercle dans lequel s’inscrit la deuxième soufflante en rotation.
L’invention porte également sur un aéronef comportant un ensemble propulsif d’aéronef tel que précédemment décrit. Ledit ensemble peut notamment être installé soit au niveau d’une double pointe que comporte un fuselage de l’aéronef, soit sous voilure, soit en position latérale au niveau d’une pointe arrière d’un fuselage d’aéronef.
D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après.
Aux dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs :
- la figure 1 représente selon une vue schématique en trois dimensions un ensemble propulsif d’aéronef à moteurs adjacents tel que connu dans l’état de la technique ;
- la figure 2 représente selon une vue de principe de face, un ensemble propulsif d’aéronef conforme à un mode de réalisation de l’invention ;
- la figure 3 représente, selon une vue schématique en trois dimensions analogue à celle de la figure 1, un ensemble propulsif d’aéronef conforme à un mode de réalisation de l’invention ;
- la figure 4 représente selon une vue schématique partielle en coupe la partie avant de l’ensemble propulsif d’aéronef de la figure 3 ;
- la figure 5 représente selon une autre vue schématique en coupe l’ensemble propulsif de la figure 3 ;
- la figure 6 représente selon une vue schématique partielle en trois dimensions la partie arrière d’un ensemble propulsif selon un mode de réalisation de l’invention ;
- la figure 7 représente selon une vue de principe la section de sortie des tuyères d’un ensemble propulsif selon un mode de réalisation de l’invention ;
- les figures 8a et 8b représentent, selon une vue en coupe les parties arrières de deux alternatives de réalisation d’un ensemble propulsif conforme à l’invention;
- les figures 9a et 9b représentent, selon une vue en coupe, les parties arrières de deux alternatives de réalisation d’un ensemble propulsif conforme à l’invention ;
- la figure 10 représente selon une vue schématique en trois dimensions la partie arrière d’un aéronef présentant une configuration particulièrement adaptée à recevoir un ensemble propulsif conforme à l’invention.
Dans un ensemble propulsif à moteurs adjacents tel que connu dans l’état de la technique, un premier moteur et un deuxième moteur sont juxtaposés l’un à l’autre dans une direction dite transversale (y). La direction longitudinale (x) est définie selon la direction générale d’extension des moteurs, qui correspond également à la direction générale du flux gazeux dans les moteurs et dans la nacelle qui les entoure.
Enfin, une troisième direction, perpendiculaire à la direction longitudinale (x) et à la direction transversale (y), est dite direction verticale (z) dans la mesure où lorsque l’ensemble propulsif est installé sur un aéronef ayant un angle d’incidence nul, les directions longitudinale (x) et transversale (y) définissent un plan sensiblement horizontal.
De même, dans le présent document, les notions d’« amont >> et d’« aval », ou d’« avant » et d’« arrière » s’entendent selon l’écoulement du flux gazeux dans l’ensemble propulsif.
Le premier moteur et le deuxième moteur sont installés dans une nacelle 1. La nacelle 1 est conçue dans l’état de la technique comme deux nacelles de moteurs isolés, juxtaposées et liées entre elles. Ainsi, le premier moteur comporte un premier carénage aérodynamique 2, doté d’une première entrée d’air 3 définie par une lèvre circulaire (ou présentant un bord selon une courbe fermée). Le deuxième moteur comporte un deuxième carénage aérodynamique 4, doté d’une deuxième entrée d’air 5 définie par une lèvre identique à celle du premier carénage 2.
Le premier carénage 2 et le deuxième carénage 4 sont traités, pour ce qui concerne leur conception, notamment en matière aérodynamique, comme des carénages de nacelle d’ensembles propulsifs à moteur unique.
Néanmoins, le premier carénage aérodynamique 2 est lié au deuxième carénage aérodynamique 4 de sorte à former une nacelle unique qui accueille les deux moteurs. La nacelle ainsi formée constitue un carénage unique (comportant le premier et le deuxième carénage) qui présente une grande surface de jonction entre le premier carénage 2 et le deuxième carénage 4.
Cela aboutit à une nacelle volumineuse, et entraîne des interactions aérodynamiques importantes entre le premier carénage 2 et le deuxième carénage 4.
Le premier moteur comporte une première tuyère d’éjection de gaz, et le deuxième moteur comporte une deuxième tuyère d’éjection des gaz. Entre la sortie de la première tuyère et la sortie de la deuxième tuyère, il peut être nécessaire d’ajouter un appendice aérodynamique, dit en queue de castor 6, qui guide le flux sortant des tuyères ainsi que l’air qui contourne la nacelle dans la zone carénée située entre les moteurs
Cela augmente également le volume et donc la surface mouillée de la nacelle. La grande surface mouillée de la nacelle génère une traînée de friction importante, et le traitement imparfait des interactions entre le premier carénage 2 et le deuxième carénage 4, et plus généralement des flux d’air autour de la nacelle pouvant présenter des survitesses, entraîne une traînée de compressibilité. Les pertes aérodynamiques liées aux traînées de friction et de compressibilité génèrent une surconsommation de carburant qu’il convient de limiter autant que possible.
La figure 2 représente un ensemble propulsif d’aéronef conforme à un mode de réalisation de l’invention. La figure 2 est une vue de principe de face, c’est-à-dire illustrant l’entrée d’air dans la nacelle au premier plan, et visant à illustrer le rapprochement entre le premier moteur et le deuxième moteur pouvant être mis en œuvre dans l’invention. Le rapprochement pouvant être opéré entre les moteurs est généralement dicté par la dimension de leur élément de plus grande dimension, dans un plan transversal vertical, à savoir la soufflante. Le premier moteur 7 (ici figuré par son cône de soufflante) comporte une première soufflante 8 en rotation selon un premier axe principal A1 du premier moteur 7, le deuxième moteur 9 (ici figuré par son cône de soufflante) comporte une deuxième soufflante 10 en rotation selon un deuxième axe principal A2 du deuxième moteur 9. Chaque soufflante comporte un ensemble de pales dont le mouvement de rotation est inscrit dans un cercle. Dans l’invention, la distance d entre le cercle dans lequel s’inscrit la première soufflante en rotation et le cercle dans lequel s’inscrit la deuxième soufflante en rotation peut être réduite à moins de trente centimètres, par exemple de l’ordre de vingt centimètres.
Cette grande proximité est permise par certaines caractéristiques développées dans l’invention et qui seront détaillées ci-après, et, réciproquement, permet leur mise en œuvre. Elle permet l’intégration améliorée du premier carénage 2 formé autour du premier moteur 7 et du deuxième carénage 4 formé autour du deuxième moteur 9.
La figure 3 représente un ensemble propulsif d’aéronef conforme à un mode de réalisation de l’invention.
Dans l’exemple de mode de réalisation représenté à la figure 3, le premier moteur 7 et le deuxième moteur 9 comportent une entrée d’air commune, formée par une lèvre d’entrée d’air commune 11.
Comparativement à un ensemble propulsif à moteurs adjacents tel que connu dans l’état de la technique, le rapprochement entre le premier moteur 7 et le deuxième moteur 9 opéré dans ce mode de réalisation de l’invention réduit l’espace entre le premier carénage 2 du premier moteur 7 et le carénage 4 du deuxième moteur 9. Néanmoins, il existe toujours un risque de survitesses dans la zone médiane de la nacelle, ou zone inter-carénage supérieure 12 et zone inter-carénage inférieure 13.
Les notions de « supérieur >> et « inférieur » s’entendent selon la direction dite verticale z. La partie supérieure de l’ensemble propulsif est ainsi celle qui se situe vers le haut lorsque l’ensemble propulsif est installé sur un aéronef.
La zone inter-carénage doit être carénée de manière adaptée, pour éviter la génération de survitesses. En particulier, le carénage aérodynamique de cette zone ne doit pas être abaissé (c’est-à-dire approché du plan des axes principaux A1, A2 des moteurs) de manière telle que le volume entre le premier carénage 2 et le deuxième carénage 4 devienne un volume contraint qui pourrait avoir pour conséquence la génération de survitesses et d’ondes de chocs entraînant des pertes aérodynamiques.
Néanmoins, un carénage trop élevé (éloigné du plan des axes principaux des moteurs) est également susceptible de générer des survitesses dans le flux d’air contournant la nacelle dans cette zone, du fait de l’épaisseur importante de la nacelle. Afin de pouvoir ménager une forme aérodynamique, supérieure et inférieure, élevée entre les premier et deuxième carénages 2,4 sans risque de générer de survitesses dans le flux d’air, l’entrée d’air de la lèvre d’entrée d’air commune 11 comporte un lobe supérieur 14 qui prolonge, vers l’avant de la nacelle, le carénage de la zone inter-carénage supérieure 12. La lèvre d’entrée d’air commune 11 comporte un lobe inférieur 15 qui prolonge, vers l’avant de la nacelle, le carénage de la zone inter-carénage inférieure 13. Ces lobes supérieur et inférieur 14, 15 lissent l’écoulement de l’air à l’extérieur de la nacelle 1, au niveau des zones inter-carénages 11, 12.
Il en résulte que la nacelle forme une surface aérodynamique unique commune aux deux moteurs. Cette surface aérodynamique ne présente pas de rupture brusque dans sa forme : les formes de la nacelle sont arrondies, et présentent des rayons de courbure aussi large que possible ; la nacelle est dénuée par exemple d’arêtes concaves dans la zone inter-carénage.
Afin de séparer le flux d’air pénétrant dans l’entrée d’air commune formée par la lèvre d’entrée d’air commune 11, une lèvre médiane 16 est ménagée dans un plan médian vertical de l’ensemble propulsif. Ainsi, les lobes supérieur et inférieur 14,15 sont formés à l’aplomb de la lèvre médiane 16.
La lèvre médiane 16 s’étend en retrait de la lèvre commune 11, par exemple comme illustré aux figures 4 et 5.
La figure 4 est une vue de la partie avant de l’ensemble propulsif de la figure 3, en coupe selon un plan de coupe horizontal P1 (parallèle à la direction longitudinale x et à la direction transversale y) passant par les axes principaux A1, A2 des moteurs. La figure 5 est une vue de l’ensemble propulsif de la figure 3, en coupe selon un plan de coupe vertical P2, parallèle à la direction verticale z et à la direction longitudinale x, passant par le premier axe principal A1 du premier moteur 7.
Du fait de la position reculée de la lèvre médiane 16 et de sa forme, la séparation du flux d’air vers le premier moteur 7 et le deuxième moteur 9 est réalisée en aval de l’entrée d’air commune. La formation de la lèvre médiane 11 est rendue possible par la grande proximité entre le premier moteur 7 et le deuxième moteur 9. Dans un plan vertical, la lèvre médiane 16 présente une forme incurvée vers l’intérieur de la nacelle 1. En particulier, la lèvre médiane joint le lobe supérieur 14 et le lobe inférieur 15 sensiblement en arc de cercle.
Des zones locales de survitesses sur la lèvre médiane 16 peuvent se trouver à proximité de la zone de passage des pales de la première soufflante 8 et de la deuxième soufflante 10, c’est-à-dire dans la partie de la lèvre médiane 16 la plus reculée dans la nacelle 1. Le profil aérodynamique de la lèvre médiane peut être adapté pour éviter ces phénomènes de survitesse.
Il est notable que ce risque de survitesse dans le flux d’air absorbé dans la nacelle n’existe pas dans le cadre d’un ensemble propulsif à ingestion de couche limite, comme c’est le cas par exemple dans l’exemple représenté à la figure 10, qui sera détaillée ci-après. En effet, la couche limite ingérée par l’ensemble propulsif présente une vitesse d’écoulement faible comparativement au reste du flux.
La figure 6 présente de manière schématique la partie arrière d’un ensemble propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. En particulier, la figure 6 illustre la première tuyère 17 du premier moteur 7 et la deuxième tuyère 18 du deuxième moteur 9. L’invention tend à réduire ou éliminer l’espace entre les tuyères des moteurs de l’ensemble propulsif. En effet, cet espace, qui est situé dans la partie arrière de la zone inter-carénage supérieure 12 et dans la partie arrière de la zone inter-carénage inférieure 13, nécessite dans l’état de la technique la mise en œuvre d’un carénage volumineux pour permettre à l’air passant dans l’espace inter-carénage de contourner la nacelle sans décollement. Ce carénage a une surface mouillée importante et provoque ainsi des pertes aérodynamiques par friction et compressibilité.
Pour limiter la taille de ce carénage, les lignes extérieures de la première tuyère 17 et de la deuxième tuyère 18 adjacentes sont approchées et mises en contact autant que possible.
Les tuyères 17, 18 sont approchées du plan médian PM vertical de l’ensemble propulsif, de sorte que leurs lignes extérieures deviennent, dans la zone de proximité, communes, adjacentes ou à tout le moins très proches. Il en résulte que la première tuyère 17 et la deuxième tuyère 18 ont une paroi externe, qui définit la section de sortie respective de la tuyère, dont une portion est sensiblement droite. Cette section droite est parallèle au plan médian PM et à proximité de ce dernier. Ainsi, la portion droite de la section de sortie de la première tuyère est disposée en regard de la portion droite de la section de sortie de la deuxième tuyère, de part et d’autre du plan médian PM de symétrie de l’ensemble propulsif. Les tuyères 17,18 présentent ainsi des lignes extérieures communes, adjacentes ou à tout le moins très proches, au moins au niveau de cette section droite. Les tuyères 17, 18, sont ainsi au contact l’une de l’autre au niveau portion droite de leur paroi, ou ces portions droites forment une paroi commune audites tuyères.
Une séparation des tuyères 17,18, par exemple par une paroi commune aux deux tuyères, est nécessaire afin d’éviter des réductions de performance dues à une trop forte augmentation de section de tuyère effective pour un moteur en fonctionnement, dans le cas d’un arrêt de fonctionnement de l’autre moteur de l’ensemble propulsif à moteurs adjacents. Cependant, dans un mode de réalisation, cette séparation (par exemple cette paroi commune) peut être arrêtée légèrement, c’est-à-dire quelques centimètres, en amont de la sortie des tuyères, au niveau de leur paroi extérieure respective, de manière à former une section de sortie augmentée et optimisée pour maximiser la poussée du moteur restant en fonctionnement dans le cas où l’autre moteur ne serait pas en fonctionnement.
La longueur (ou hauteur, cette dimension étant orientée selon la direction verticale z) de la portion droite de la paroi des deux tuyères 17, 18 est déterminée par le rapprochement opéré entre lesdites tuyères, mais aussi par l’angle de rétreinte de la surface externe inter-nacelle. L’angle de rétreinte est défini par l’orientation extrême de la nacelle vis-à-vis des axes principaux A1, A2 des moteurs respectivement pour le premier carénage 2 et le deuxième carénage
4. Un angle de rétreinte important traduit une courbure prononcée à l’arrière de la nacelle, susceptible d’entraîner des décollements du flux d’air autour de la nacelle et des perturbations aérodynamiques générant des pertes aérodynamiques.
La longueur de la partie droite de la paroi des tuyères est ainsi déterminée pour obtenir un angle de rétreinte acceptable dans la zone extérieure inter-nacelle (supérieure et inférieure).
La figure 7 illustre la section de sortie des tuyères 17, 18 d’un ensemble propulsif selon un mode de réalisation de l’invention, comparativement à la section de sortie de tuyère conforme à l’état de la technique. La première tuyère 17 comporte un premier cône 19 de sortie. La deuxième tuyère 18 comporte un deuxième cône 20 de sortie. Chaque cône 19, 20, s’étend longitudinalement dans la tuyère qu’il équipe, et s’étend au travers de sa section de sortie. A la figure 7, la section de sortie des tuyères 17, 18 et le contour des cônes 19, 20 selon l’invention sont représentés en traits continus, tandis que la section de sortie de tuyères conformes à l’état de la technique et le contour de cônes conventionnels sont représentés en pointillés.
La surface de sortie des tuyères de l’état de la technique étant optimisée pour améliorer la poussée et le rendement des moteurs, on tend à maintenir la valeur de cette surface inchangée. D’une part, les lignes extérieures latérales (paroi des tuyères les plus éloignées du plan médian PM) des tuyères peuvent être déplacées (comparativement à l’état de la technique) vers ledit plan médian PM. Ce rapprochement est réalisé de manière équilibrée sur la circonférence de la tuyère pour ne pas augmenter localement, de façon importante, l’angle de retreint des lignes aérodynamiques externes des nacelles. D’autre part, la géométrie du cône 19, 20 de chaque tuyère peut être modifiée (comparativement à l’état de la technique) pour être adaptée à la section des tuyères proposées dans l’invention. Par exemple, notamment dans le plan de la section de sortie des tuyères, la forme de chaque cône 19, 20 peut être adaptée de sorte que la distance entre ledit cône et la paroi extérieure de la tuyère est sensiblement constante. La distance entre le cône et la paroi extérieure de la tuyère correspond à la distance la plus courte séparant le cône en un point considéré, et ladite paroi intérieure de la tuyère.
En d’autres termes, le cône 19, 20 est modifié comparativement à l’état de la technique de manière similaire à la tuyère dans laquelle il s’étend.
On notera que la portion droite de la paroi extérieure des tuyères est disposée verticalement entre un point inférieur h1 et un point supérieur h2 du plan médian PM. Dans l’exemple ici représenté, h1 et h2 sont positionnés à équidistance du plan P1 passant par les axes principaux A1, A2 des moteurs 7,
9. Néanmoins, les points h1 et h2 peuvent être disposés à des distances différentes dudit plan P1 passant par les axes principaux A1, A2, de sorte que les tuyères soient dissymétriques par rapport au plan P1. Cette dissymétrie peut être introduite pour augmenter la résistance de la nacelle au phénomène de décollement du flux d’air lorsque ladite nacelle a une incidence positive. Cela est le cas dans une majorité de phases de vol d’un l’aéronef équipé du groupe propulsif.
Enfin, afin d’éviter un risque de décollement local du flux d’air contournant la nacelle dans la zone inter-carénage, un petit carénage local 21 peut être ménagé entre les tuyères. Ce petit carénage local 21 peut notamment s’étendre vers l’arrière de la zone inter-carénage, au-delà de la sortie des tuyères. Ce petit carénage local 21 a un volume très limité, sans commune mesure avec une queue de castor 6 mise en œuvre dans l’état de la technique.
La modification de la section des tuyères 17, 18, et notamment le décalage des parois des tuyères les plus éloignées du plan médian PM vers ledit plan médian PM, nécessite une modification de la géométrie de l’arrière de la nacelle pour maintenir inchangée la surface de sortie des tuyères.
La figure 8a représente, selon une vue en coupe selon le premier plan de coupe P1, la partie arrière d’un ensemble propulsif selon un mode de réalisation de l’invention. A la figure 8a, on a représenté en pointillés le profil arrière de la nacelle et les cônes connus dans l’état de la technique, c’est-à-dire tels qu’ils se présenteraient si on rapprochait simplement les moteurs sans modifier la configuration des tuyères. Dans le mode de réalisation de la figure 8a, les parois formant respectivement la sortie de la première tuyère 17 et de la deuxième tuyère 18 sont rapprochées au niveau du plan médian PM, sans être mutualisées. Les cônes 19, 20, outre leur modification de forme, sont décalés vers le plan médian PM. Afin de maintenir la valeur de la surface de la section de sortie des tuyères, l’angle de rétreint a1 est augmenté comparativement à l’angle de rétreint de référence αθ de l’état de la technique.
La figure 8b correspond à un mode de réalisation alternatif dans lequel une paroi unique forme la sortie de la première et de la deuxième tuyère, au niveau du plan médian PM. Cela décale d’autant plus le cône de chaque tuyère vers ledit plan médian PM. Dans cette configuration, l’angle de rétreint a1 est augmenté, autant que possible.
Dans le cas où l’angle de rétreint de référence αθ est déjà à une valeur maximale admissible, la modification de la configuration de la section des tuyères peut consister à conserver (comparativement à l’état de la technique) la position de la paroi externe de la tuyère en demi-cercle qui est éloignée du plan médian PM, et à augmenter en conséquence le volume du cône installé dans la tuyère.
Les figures 9a et 9b représentent, selon une vue analogue à celle des figures 8a et 8b, deux alternatives pouvant être employées pour maintenir la surface de sortie des tuyères inchangée comparativement à l’état de la technique, dans le cas où l’angle de rétreint de référence αθ est déjà à une valeur maximale admissible.
Comme pour les figures 8a et 8b, on a représenté à titre de comparaison en pointillés le profil arrière de la nacelle et les cônes connus dans l’état de la technique, c’est-à-dire tels qu’ils se présenteraient si on rapprochait simplement les moteurs sans modifier la configuration des tuyères.
Pour répondre à cette problématique, il est proposé à la figure 9a d’augmenter la longueur de la nacelle vers l’arrière, d’une longueur I, de manière uniforme dans la direction longitudinale x, en maintenant l’angle de rétreint de référence αθ.
En alternative, il est proposé à la figure 9b d’allonger la nacelle uniquement sur les parties extérieures latérales des nacelles. Il en résulte des tuyères avec des sections de sortie de tuyère en biais, orientées de manière convergente vers le plan médian PM de symétrie verticale des deux moteurs. L’augmentation de la surface de la nacelle liée à son allongement est cependant limitée comparativement à l’alternative de la figure 9a.
Dans ces deux alternatives, présentées respectivement aux figures 9a et 9b, la surface des tuyères est augmentée par l’augmentation de leur longueur, mais cette l’augmentation de surface est inférieure à la surface du carénage nécessaire dans l’état de la technique pour combler l’espace entre des tuyères circulaires. Il en résulte un gain significatif en matière de pertes aérodynamiques par friction.
L’invention propose ainsi un ensemble propulsif d’aéronef comportant une nacelle, une entrée d’air et des tuyères très fortement intégrées pour réduire la traînée aérodynamique et ainsi la consommation de carburant de l’aéronef équipé de l’ensemble propulsif.
En particulier, l’invention propose pour des ensembles propulsifs à moteurs adjacents une nacelle aérodynamique totalement intégrée pouvant présenter :
- une surface aérodynamique commune aux deux moteurs, avec une zone inter-carénage optimisée, par exemple par la présence d’un lobe supérieur et d’un lobe inférieur,
- une entrée d’air commune aux deux moteurs avec une lèvre médiane commune reculée, et
- des tuyères non-circulaires, proches ou en contact latéralement dans le plan médian de l’ensemble propulsif.
Les caractéristiques précitées peuvent être appliquées indépendamment les unes des autres, notamment selon la proximité des deux moteurs et leur architecture. Pour un ensemble propulsif présentant ces trois caractéristiques, le gain en consommation de carburant lié à la réduction des pertes aérodynamiques est de l’ordre de deux à quatre pourcents comparativement à un ensemble propulsif qui serait constitué selon l’état de la technique.
Un ensemble propulsif conforme à l’invention est tout particulièrement adapté à être employé sur un aéronef à double pointe arrière convergente avec moteurs adjacents, dont la partie arrière est représentée à la figure 10. Dans un tel aéronef, le fuselage 22 se divise à son extrémité arrière en une première pointe 23 et une deuxième pointe 24. Chaque pointe est associée à un moteur : la première pointe 23 est associée au premier moteur 7 de l’ensemble propulsif, la deuxième pointe 24 est associée au deuxième moteur 9. Le flux d’air entrant respectivement dans chaque moteur comprend alors la couche limite formée à la surface de la première pointe 23 et de la deuxième pointe 24. Cela peut améliorer le rendement des moteurs.
Un ensemble propulsif conforme à l’invention peut néanmoins être employé avec succès sous la voilure d’un aéronef ou en position latérale au niveau de la pointe arrière d’un fuselage d’aéronef. D’autres implantations de l’ensemble propulsif sont envisageables, sans sortir du cadre de l’invention. La description d’un mode de réalisation de l’invention réalisée ci-dessus se rapporte à une disposition horizontale des moteurs adjacents, c’est-à-dire avec des moteurs adjacents ayant leurs axes principaux dans le plan comportant les directions longitudinale (x) et transversale (y). Néanmoins, une disposition relative verticale des moteurs adjacents, ou une disposition des moteurs adjacents dans tout autre plan n’est pas exclue de l’invention.
De même, la description ci-dessus a été faite sur le fondement de moteurs ayant leurs axes principaux orientés selon la direction longitudinale (x). Pour des raisons pratiques les moteurs peuvent cependant être calés avec quelques degrés d’angle sur l’axe du lacet et sur l’axe de tangage de l’aéronef qu’ils équipent, et ces angles peuvent être différents pour les deux moteurs adjacents. Pareillement, les moteurs adjacents peuvent présenter une position légèrement différente dans la direction longitudinale (x), ou pour une autre configuration, être légèrement décalés l’un par rapport à l’autre dans la direction générale de leurs arbres principaux. Ces configurations ne sont pas exclues de l’invention.
Bien évidemment, un ensemble propulsif conforme à l’invention peut comporter plus de deux moteurs adjacents.

Claims (14)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble propulsif d’aéronef comportant un premier moteur (7) et un deuxième moteur (9) adjacents et une nacelle (1) dans laquelle sont installés lesdits premier et deuxième moteurs (7,9), le premier moteur (7) comportant une première tuyère (17) d’éjection de gaz et le deuxième moteur (9) comportant une deuxième tuyère (18) d’éjection de gaz, caractérisé en ce que la première tuyère (17) et la deuxième tuyère (18) ont chacune une section de sortie, définie par une paroi externe de la tuyère, dont une portion est sensiblement droite, l’ensemble propulsif étant configuré de sorte que la portion droite de la section de sortie de la première tuyère (17) et la portion droite de la section de sortie de la deuxième tuyère (18) sont en regard l’une de l’autre de part et d’autre d’un plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif, au contact l’une de l’autre, ou forment une paroi commune audites tuyères (17,18) au niveau dudit plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif.
  2. 2. Ensemble propulsif d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel la section de sortie de chaque tuyère (17,18) comporte une portion sensiblement en demi-cercle, à l’opposé dudit plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif.
  3. 3. Ensemble propulsif d’aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel chaque tuyère (17,18) comporte un cône (19,20) s’étendant longitudinalement à l’intérieur de ladite tuyère (17,18) et à travers sa section de sortie, ledit cône (19,20) étant conformé de sorte qu’au niveau de la section de sortie de la tuyère, la distance entre ledit cône (19,20) et la paroi externe de la tuyère (17,18) est sensiblement constant sur l’ensemble du pourtour dudit cône (19,20).
  4. 4. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les sections de sortie respectives de la première et de la deuxième tuyère (17, 18) sont dissymétriques par rapport au plan (P1) orthogonal au plan médian (PM) de symétrie de l’ensemble propulsif passant par un axe principal du premier moteur et par un axe principal du deuxième moteur.
  5. 5. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les sections de sortie des tuyères (17,18) sont orientées de manière convergente vers le plan médian (PM).
  6. 6. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, comportant une paroi commune aux tuyères (17,18) dans lequel ladite paroi commune est arrêtée en amont des parois extérieures respectives desdites tuyères, de manière à former une section de sortie augmentée adaptée à maximiser la poussée lors du fonctionnement d’un seul desdits premier moteur et deuxième moteur.
  7. 7. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la nacelle (1) comporte une lèvre d’entrée d’air commune (11) pour le premier moteur et le deuxième moteur, le flux d’air étant réparti entre le premier moteur et le deuxième moteur par une lèvre médiane (16) qui s’étend, au moins en partie, en retrait de ladite lèvre d’entrée d’air commune (11).
  8. 8. Ensemble propulsif d’aéronef selon la revendication 7, dans lequel la lèvre d’entrée d’air commune (11) comporte, à l’aplomb de la lèvre médiane, un lobe inférieur (15) et un lobe supérieur (14) s’étendant vers l’avant de la nacelle (1).
  9. 9. Ensemble propulsif d’aéronef selon la revendication 8, dans lequel la lèvre médiane (16) présente une courbure dans le plan médian (PM) de sorte qu’elle joint lesdits lobe inférieur (15) et lobe supérieur (14) en formant sensiblement un arc de cercle.
  10. 10. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel une surface extérieure de la nacelle (1) forme une surface aérodynamique unique et commune aux deux moteurs (7, 8).
  11. 11. Ensemble propulsif d’aéronef selon la revendication 10, dans lequel la surface aérodynamique est prolongé au-delà de la section de sortie des tuyères (17,18), au niveau du plan médian PM, par un carénage local (21).
  12. 12. Ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le premier moteur (7) comporte une première soufflante (8), et le deuxième moteur (9) comporte une deuxième soufflante (10), la première soufflante (8) et la deuxième soufflante (10) s’étendant dans un même plan, et dans lequel le cercle dans lequel s’inscrit la première soufflante (8) en rotation est distant d’au plus trente centimètres, et de préférence d’au plus vingt centimètres, du cercle dans lequel s’inscrit la deuxième soufflante (10) en rotation.
  13. 13. Aéronef comportant un ensemble propulsif d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 12.
  14. 14. Aéronef selon la revendication 13, dans lequel ledit ensemble étant installé soit au niveau d’une double pointe que comporte un fuselage de l’aéronef, soit sous voilure, soit en position latérale au niveau d’une pointe arrière d’un fuselage d’aéronef.
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