FR3094957A1 - PROPULSION SYSTEM FOR AN AIRCRAFT - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un système propulsif (1, 1’) pour un aéronef, comprenant au moins un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s’étendant autour dudit au moins un rotor par rapport à un axe (X) de rotation dudit rotor, ce carénage de nacelle comprenant :- un tronçon amont (10) formant une section d’entrée (BA) du carénage de nacelle ;- un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage de nacelle ; et- un tronçon intermédiaire (30) reliant lesdits tronçons amont et aval ;caractérisé en ce que le tronçon aval comprend une paroi radialement interne (20a) et une paroi radialement externe (20b) réalisées dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et en ce qu’elle comporte au moins un circuit de chauffe configuré pour agir sur l’une au moins des parois de sorte à faire varier un diamètre externe de la section de sortie entre un diamètre minimum (DBFc) et un diamètre maximum. Figure pour l'abrégé : Figure 2The invention relates to a propulsion system (1, 1 ') for an aircraft, comprising at least one rotor (2) and a nacelle fairing (3) extending around said at least one rotor with respect to an axis (X). rotation of said rotor, this nacelle fairing comprising: - an upstream section (10) forming an inlet section (BA) of the nacelle fairing; - a downstream section (20), a downstream end (21) of which forms a section of outlet (BF) of the nacelle fairing; and- an intermediate section (30) connecting said upstream and downstream sections; characterized in that the downstream section comprises a radially internal wall (20a) and a radially external wall (20b) made of a thermo-deformable shape memory material, and in that it comprises at least one heating circuit configured to act on at least one of the walls so as to vary an external diameter of the outlet section between a minimum diameter (DBFc) and a maximum diameter. Figure for the abstract: Figure 2
Description
Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention
La présente invention concerne le domaine des systèmes propulsifs pour aéronef. Elle se rapporte notamment à un système propulsif à profil de carénage de nacelle à section variable.The present invention relates to the field of propulsion systems for aircraft. It relates in particular to a propulsion system with a variable-section nacelle fairing profile.
Arrière-plan techniqueTechnical background
Un système propulsif pour aéronef comporte au moins un rotor ou une hélice comportant une pluralité de pales montées sur un arbre tournant.A propulsion system for an aircraft comprises at least one rotor or one propeller comprising a plurality of blades mounted on a rotating shaft.
Il existe des aéronefs, et notamment des Aéronefs à Décollage et Atterrissage Verticaux (ADAV ou VTOL acronyme pourVertical Take-Off and Landingen langue anglaise), présentant des systèmes propulsifs à rotors simples lorsqu’ils ne comprennent qu’un seul rotor ou contrarotatifs lorsqu’ils comprennent des rotors regroupés par paire tournant en sens opposés.There are aircraft, and in particular Vertical Take-Off and Landing Aircraft (ADAV or VTOL acronym for Vertical Take-Off and Landing in English), having propulsion systems with simple rotors when they only include a single rotor or counter-rotating when they include rotors grouped in pairs rotating in opposite directions.
Ces systèmes propulsifs sont soit à rotors carénés (le rotor est alors entouré d’un carénage de nacelle annulaire), soit à rotors libres, les systèmes propulsifs et notamment les rotors (libres ou carénés) pouvant être montés sur un arbre de pivotement permettant l’orientation des systèmes propulsifs et donc des rotors entre une position verticale et une position horizontale, par exemple l’orientation à la verticale pour un décollage ou un atterrissage vertical et l’orientation à l’horizontale pour le vol d’avancement ou mode avion.These propulsion systems are either with ducted rotors (the rotor is then surrounded by an annular nacelle fairing), or with free rotors, the propulsion systems and in particular the rotors (free or ducted) being able to be mounted on a pivot shaft allowing the orientation of the propulsion systems and therefore of the rotors between a vertical position and a horizontal position, for example the vertical orientation for a vertical take-off or landing and the horizontal orientation for forward flight or airplane mode .
Les rotors carénés présentent plusieurs avantages intéressants, tels que :
- une importante diminution de la signature sonore du rotor en émission directe ;
- une protection des pales du rotor vis-à-vis des obstacles alentours ;
- une amélioration des performances du rotor, notamment en vol stationnaire de l’aéronef ou à faible vitesse d’avancement.Ducted rotors have several interesting advantages, such as:
- a significant reduction in the sound signature of the rotor in direct emission;
- protection of the rotor blades against surrounding obstacles;
- an improvement in the performance of the rotor, in particular in hovering flight of the aircraft or at low forward speed.
En effet, la nacelle carénée procure au rotor une poussée additionnelle en vol stationnaire (autrement dit lorsque l’aéronef est immobile dans les airs, en sustentation sans support ni soutien), lors du décollage ou à faible vitesse d’avancement liée à l'effet de la nacelle carénée sur un flux d’air en aval du rotor, en référence au sens d’écoulement de ce flux d’air sur la nacelle carénée, encore appelé un tube de courant. Plus précisément, sans la présence du carénage de nacelle, avec un rotor libre, le flux d’air en aval du rotor présente une contraction naturelle vers l’intérieur. Autrement dit, le diamètre du tube de courant décroit vers l’aval jusqu’à atteindre un diamètre égal à la moitié de la section du rotor.In fact, the streamlined nacelle provides the rotor with additional thrust in hovering flight (in other words when the aircraft is stationary in the air, hovering without support or support), during take-off or at low forward speed linked to the effect of the streamlined nacelle on an airflow downstream of the rotor, with reference to the direction of flow of this airflow on the streamlined nacelle, also called a current tube. Specifically, without the presence of the nacelle shroud, with a swing-out rotor, the airflow downstream of the rotor exhibits a natural inward contraction. In other words, the diameter of the current tube decreases downstream until it reaches a diameter equal to half the section of the rotor.
En revanche, pour un rotor caréné, la section de sortie du carénage de nacelle définit la forme du tube de courant d’air, à savoir une forme cylindrique en sortie du carénage de nacelle de section sensiblement constante, empêchant ainsi sa contraction naturelle.On the other hand, for a shrouded rotor, the outlet section of the nacelle fairing defines the shape of the air current tube, namely a cylindrical shape at the outlet of the nacelle fairing of substantially constant section, thus preventing its natural contraction.
Le bilan propulsif dépend de la section de sortie du carénage de nacelle de sorte que plus la section de sortie du carénage de nacelle est grande, plus le bilan propulsif augmente. En effet, la poussée engendrée par la présence du carénage de nacelle est donc générée au niveau du bord d'attaque dudit carénage de nacelle, par l’intermédiaire d’une dépression locale due au contournement du carénage de nacelle par le flux d’air en écoulement. Plus le débit d’air admis dans le système propulsif augmente, autrement dit plus la section de sortie du carénage de nacelle augmente, plus cette dépression est importante et, par conséquent, plus la poussée engendrée est grande.The propulsion balance depends on the exit section of the nacelle fairing so that the larger the exit section of the nacelle fairing, the more the propulsion balance increases. Indeed, the thrust generated by the presence of the nacelle fairing is therefore generated at the level of the leading edge of said nacelle fairing, by means of a local depression due to the bypassing of the nacelle fairing by the air flow in flow. The more the flow of air admitted into the propulsion system increases, in other words the more the exit section of the nacelle fairing increases, the greater this depression and, consequently, the greater the thrust generated.
Toutefois, à haute vitesse, le rendement propulsif d’un rotor caréné est moindre. En effet, lorsque la vitesse d’avancement de l’aéronef augmente, la performance du rotor caréné diminue en raison de l’augmentation rapide d’une trainée induite par la présence du carénage de nacelle. De la sorte, selon le régime de rotation et la dimension du rotor, le rendement propulsif diminue.However, at high speed, the propulsive efficiency of a shrouded rotor is lower. Indeed, when the forward speed of the aircraft increases, the performance of the shrouded rotor decreases due to the rapid increase in drag induced by the presence of the nacelle shroud. In this way, depending on the rotational speed and the size of the rotor, the propulsive efficiency decreases.
Ainsi, avec un rotor caréné, le masquage de l’émission du bruit et la sécurité sur le périmètre du rotor sont privilégiés au détriment du rendement propulsif en croisière de l’aéronef, c’est-à-dire à grande vitesse d’avancement.Thus, with a shrouded rotor, the masking of the noise emission and the safety on the perimeter of the rotor are favored to the detriment of the propulsion efficiency in cruising of the aircraft, that is to say at high forward speed. .
De plus, en fonction des conditions de vol de l’aéronef, notamment lors du décollage, ou lorsque l’aéronef est en vol vertical (ou mode VTOL) stationnaire ou à faible vitesse à proximité et au-dessus d’une surface telle que le sol, le sens d’écoulement du flux d’air autour de l’aéronef et notamment autour du carénage de nacelle des systèmes propulsifs de l’aéronef varie. En effet, dans ces conditions, le flux d’air projeté en aval du rotor impacte la surface située en-dessous de l’aéronef, ce qui dévie sa trajectoire et modifie le sens de l’écoulement du flux d’air autour du profil aérodynamique constituant le carénage de nacelle. Ainsi, les caractéristiques aérodynamiques de la carène sont modifiées par rapport à une situation de vol en croisière ou loin d’un obstacle. Lorsque l’aéronef est en vol vertical, stationnaire ou à faible vitesse au-dessus d’une surface suffisamment proche, cette surface a un effet sur la circulation de l’écoulement autour de l’aéronef, en particulier autour du carénage de nacelle. Cet effet est appelé dans la suite « effet de sol ».In addition, depending on the flight conditions of the aircraft, in particular during take-off, or when the aircraft is in vertical flight (or VTOL mode) stationary or at low speed near and above a surface such as the ground, the direction of flow of the air flow around the aircraft and in particular around the fairing of the nacelle of the propulsion systems of the aircraft varies. Indeed, under these conditions, the airflow projected downstream of the rotor impacts the surface located below the aircraft, which deviates its trajectory and modifies the direction of the flow of the airflow around the profile. aerodynamics constituting the nacelle fairing. Thus, the aerodynamic characteristics of the hull are modified compared to a flight situation in cruise or far from an obstacle. When the aircraft is in vertical, hovering or low-speed flight over a sufficiently close surface, this surface has an effect on the circulation of the flow around the aircraft, in particular around the nacelle fairing. This effect is referred to below as “ground effect”.
Pour des performances aérodynamiques optimales, il serait donc avantageux d’adapter la forme des profils aérodynamiques constituant le carénage de nacelle aux conditions de vol de l’aéronef (notamment lorsque les « effets de sol » sont importants).For optimum aerodynamic performance, it would therefore be advantageous to adapt the shape of the airfoils constituting the nacelle fairing to the flight conditions of the aircraft (in particular when the "ground effects" are significant).
Dans la technique actuelle, il existe des solutions permettant d’adapter une forme de profil aérodynamique aux conditions de vols d’un aéronef mais elles concernent, pour une grande majorité, les ailes des aéronefs, ces solutions n’étant pas transposables ni adaptables à des éléments axisymétriques tels que les carénages de nacelle du système propulsif (des turboréacteurs ou un propulseur électrique).In the current technique, there are solutions making it possible to adapt a shape of aerodynamic profile to the flight conditions of an aircraft but they relate, for the most part, to the wings of aircraft, these solutions not being transposable nor adaptable to axisymmetric elements such as the nacelle fairings of the propulsion system (turbojets or an electric thruster).
Il a été proposé des turboréacteurs à double flux dont il est possible de faire varier localement la géométrie d’une veine du flux d’air secondaire ou encore des turboréacteurs présentant un carénage de nacelle dont il est possible de faire varier la section d’entrée.It has been proposed turbofan engines which it is possible to locally vary the geometry of a vein of the secondary air flow or turbojets having a nacelle fairing which it is possible to vary the inlet section .
Toutefois, aucune de ces solutions proposées ne propose d’adapter la section de sortie ou d’entrée d’un carénage de nacelle du système propulsif, notamment en mode VTOL à rotors, aux conditions de vol d’un aéronef.However, none of these proposed solutions proposes to adapt the exit or entry section of a nacelle fairing of the propulsion system, in particular in VTOL mode with rotors, to the flight conditions of an aircraft.
Il existe donc un besoin de fournir une solution simple et efficace aux problèmes évoqués ci-dessus.There is therefore a need to provide a simple and effective solution to the problems mentioned above.
Un but de la présente invention est de proposer une solution permettant d’adapter simplement et rapidement les systèmes propulsifs des aéronefs afin d’optimiser leurs performances aérodynamiques et acoustiques, selon les phases de vols des aéronefs, tout en assurant la sécurité des rotors.An object of the present invention is to propose a solution making it possible to simply and quickly adapt the propulsion systems of aircraft in order to optimize their aerodynamic and acoustic performance, according to the flight phases of the aircraft, while ensuring the safety of the rotors.
A cet effet, l’invention concerne un système propulsif pour un aéronef, comprenant au moins un rotor et un carénage de nacelle s’étendant autour dudit au moins un rotor par rapport à un axe de rotation dudit rotor, ce carénage de nacelle comprenant :
- un tronçon amont formant une section d’entrée du carénage de nacelle ;
- un tronçon aval dont une extrémité aval forme une section de sortie du carénage de nacelle ; et
- un tronçon intermédiaire reliant lesdits tronçons amont et aval ;
caractérisé en ce que le tronçon aval comprend une paroi radialement interne et une paroi radialement externe réalisées dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et en ce qu’elle comporte au moins un circuit de chauffe configuré pour agir sur l’une au moins des parois de sorte à faire varier un diamètre externe de la section de sortie entre un diamètre minimum et un diamètre maximum déterminés.To this end, the invention relates to a propulsion system for an aircraft, comprising at least one rotor and a nacelle fairing extending around said at least one rotor with respect to an axis of rotation of said rotor, this nacelle fairing comprising:
- an upstream section forming an inlet section of the nacelle fairing;
- A downstream section, a downstream end of which forms an outlet section of the nacelle fairing; and
- an intermediate section connecting said upstream and downstream sections;
characterized in that the downstream section comprises a radially inner wall and a radially outer wall made of a heat-deformable shape-memory material, and in that it comprises at least one heating circuit configured to act on at least one less walls so as to vary an outer diameter of the outlet section between a minimum diameter and a maximum diameter determined.
Le système propulsif selon l’invention permet ainsi de pouvoir bénéficier de manière simple et rapide, selon les besoins de l’aéronef, d’une forme de carénage de nacelle adaptée aux conditions de vol de l’aéronef de sorte à assurer un rendement propulsif optimal tout en minimisant les nuisances sonores induites par le rotor du système propulsif et en assurant une sécurité de ce rotor par la présence du carénage de nacelle. Autrement dit, le système propulsif bénéficie des avantages de la présence d’un carénage de nacelle tout en ayant la possibilité d’adapter ce dernier selon les conditions de vol de l’aéronef.The propulsion system according to the invention thus makes it possible to be able to benefit in a simple and rapid manner, according to the needs of the aircraft, from a form of nacelle fairing adapted to the flight conditions of the aircraft so as to ensure a propulsion efficiency. optimal while minimizing the noise pollution induced by the rotor of the propulsion system and ensuring the safety of this rotor by the presence of the nacelle fairing. In other words, the propulsion system benefits from the advantages of the presence of a nacelle fairing while having the possibility of adapting the latter according to the flight conditions of the aircraft.
La section d’entrée du carénage de nacelle du système propulsif peut correspondre à un bord d’attaque dudit carénage. La section de sortie du carénage peut correspondre à un bord de fuite dudit carénage. Ainsi, le diamètre externe du bord de fuite peut correspondre au diamètre externe de la section de sortie du système propulsif.The inlet section of the nacelle fairing of the propulsion system may correspond to a leading edge of said fairing. The fairing outlet section may correspond to a trailing edge of said fairing. Thus, the outer diameter of the trailing edge can correspond to the outer diameter of the exit section of the propulsion system.
Selon un exemple de réalisation, le circuit de chauffe agit sur au moins un revêtement annulaire chauffant ou une résistance chauffante dont est munie l’une au moins des parois radialement interne et externe.According to an exemplary embodiment, the heating circuit acts on at least one annular heating coating or a heating resistor with which at least one of the radially internal and external walls is provided.
Avantageusement, chacune des parois radialement interne et externe est muni d’un revêtement annulaire chauffant ou une résistance chauffante, mis en chauffe par un circuit de chauffe qui lui est propre, le fonctionnement du circuit de chauffe associé à la paroi radialement interne étant indépendant du circuit de chauffe associé à la paroi radialement externe.Advantageously, each of the radially internal and external walls is provided with an annular heating coating or a heating resistor, heated by a heating circuit of its own, the operation of the heating circuit associated with the radially internal wall being independent of the heating circuit associated with the radially outer wall.
Avantageusement, le système propulsif comprend en outre des pontets de rigidification reliant les parois radialement interne et radialement externe du tronçon aval et permettant d’assurer un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne et radialement externe du tronçon aval, notamment lors du passage d’une position convergente à une position divergente du tronçon aval du carénage de nacelle du système propulsif, et inversement.Advantageously, the propulsion system further comprises stiffening bridges connecting the radially internal and radially external walls of the downstream section and making it possible to ensure a substantially constant gap between the radially internal and radially external walls of the downstream section, in particular during the passage of a convergent position to a divergent position of the downstream section of the nacelle fairing of the propulsion system, and vice versa.
Avantageusement, le tronçon intermédiaire est rigide et est relié par au moins un bras à un moteur du système propulsif.Advantageously, the intermediate section is rigid and is connected by at least one arm to a motor of the propulsion system.
Cela procure au carénage de nacelle du système propulsif une structure rigide pouvant assurer une fonction de blindage.This provides the nacelle fairing of the propulsion system with a rigid structure capable of performing a shielding function.
De préférence et avantageusement, le tronçon amont est réalisé dans un matériau déformable à mémoire de forme, ce tronçon comprenant des moyens permettant de faire varier un diamètre externe de la section d’entrée du système propulsif.Preferably and advantageously, the upstream section is made of a deformable material with shape memory, this section comprising means making it possible to vary an external diameter of the inlet section of the propulsion system.
De la sorte, le carénage de nacelle du système propulsif selon l’invention peut être aisément adapté selon les phases de vol d’un aéronef muni d’un tel système propulsif.In this way, the nacelle fairing of the propulsion system according to the invention can be easily adapted according to the flight phases of an aircraft equipped with such a propulsion system.
Selon un exemple de réalisation, le diamètre externe de la section d’entrée varie sous l’effet d’un dispositif d’expansion pneumatique ou hydraulique.According to an exemplary embodiment, the outer diameter of the inlet section varies under the effect of a pneumatic or hydraulic expansion device.
Cette solution présente l’avantage intéressant de ne pas nécessiter beaucoup d’énergie pour être mis en œuvre.This solution has the interesting advantage of not requiring a lot of energy to be implemented.
Selon un autre exemple de réalisation, le diamètre externe de la section d’entrée varie sous l’effet d’un revêtement annulaire chauffant, le tronçon amont présentant encore des caractéristiques thermo-rétractiles.According to another exemplary embodiment, the external diameter of the inlet section varies under the effect of a heating annular coating, the upstream section still having heat-shrinkable characteristics.
Cette solution est simple à mettre en œuvre, de plus elle présente un encombrement et une masse réduits.This solution is simple to implement, moreover it has reduced bulk and mass.
Selon un autre exemple de réalisation, le diamètre externe de la section d’entrée varie sous l’effet d’un mécanisme actionneur à vérin configuré pour coopérer avec des moyens solidaires d’une surface interne d’une paroi radialement externe du tronçon amont.According to another exemplary embodiment, the outer diameter of the inlet section varies under the effect of a cylinder actuator mechanism configured to cooperate with means integral with an inner surface of a radially outer wall of the upstream section.
Selon un autre exemple de réalisation, le diamètre externe de la section d’entrée varie sous l’effet d’un actionneur annulaire pneumatique ou hydraulique configuré pour se déformer radialement sous l’effet d’une pression de commande prédéterminée.According to another exemplary embodiment, the outer diameter of the inlet section varies under the effect of a pneumatic or hydraulic annular actuator configured to deform radially under the effect of a predetermined control pressure.
Avantageusement, le tronçon amont comprend des raidisseurs relié par un dispositif anti-flambement. Cela permet de conserver un profil aérodynamique homogène de la section d’entrée du carénage de nacelle du système propulsif selon l’invention.Advantageously, the upstream section comprises stiffeners connected by an anti-buckling device. This makes it possible to maintain a homogeneous aerodynamic profile of the inlet section of the nacelle fairing of the propulsion system according to the invention.
La présente invention concerne encore un aéronef caractérisé en ce qu’il comporte au moins un système propulsif présentant au moins l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, le système propulsif étant monté pivotant sur l’aéronef par l’intermédiaire d’un arbre de pivotement déporté ou traversant par rapport au rotor.The present invention also relates to an aircraft characterized in that it comprises at least one propulsion system having at least any one of the aforementioned characteristics, the propulsion system being pivotally mounted on the aircraft by means of a pivot shaft offset or crossing with respect to the rotor.
Comme indiqué précédemment, le carénage de nacelle du système propulsif selon l’invention peut être aisément adapté selon les phases de vol d’un aéronef muni d’un tel système propulsif, ainsi que selon le mode de vol en translation ou vertical de l’aéronef.As indicated above, the nacelle fairing of the propulsion system according to the invention can be easily adapted according to the flight phases of an aircraft fitted with such a propulsion system, as well as according to the translational or vertical flight mode of the aircraft.
Brève description des figuresBrief description of figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :Other characteristics and advantages of the invention will appear during the reading of the detailed description which will follow for the understanding of which reference will be made to the appended drawings in which:
Description détaillée de l'inventionDetailed description of the invention
Dans le présent exposé, les termes « axial », « interne » et « externe » sont utilisés en référence à l’axe de rotation du système propulsif selon l’invention.In the present description, the terms “axial”, “internal” and “external” are used in reference to the axis of rotation of the propulsion system according to the invention.
Un système propulsif est généralement constitué :
- d’une nacelle ;
- d’un moteur et de son système de commande et de contrôle ;
- et, dans le cas d’une propulsion à hélice ou rotor, de son hélice ou rotor(s).A propulsion system generally consists of:
- a nacelle;
- an engine and its command and control system;
- and, in the case of propeller or rotor propulsion, its propeller or rotor(s).
La nacelle est l’élément qui permet d’intégrer le moteur à l’aéronef, elle est constituée :
- de carénages de nacelle (permettant de capoter le moteur, de caréner les rotors, de capter l’air en écoulement en fonctionnement de l’aéronef, de créer un effet de poussée, inverser la poussée sur les systèmes propulsifs, …) ;
- d’équipements à monter sur le moteur (tel l’habillage moteur regroupant les réseaux électriques, hydrauliques, pneumatiques connus sous l’acronyme EBU de l’anglais Engine Build-Up) ; et
- des systèmes d’accrochage à l’aéronef.The nacelle is the element that allows the engine to be integrated into the aircraft, it consists of:
- nacelle fairings (allowing the engine to be cowled, the rotors to be shrouded, the flowing air to be captured when the aircraft is operating, to create a thrust effect, to reverse the thrust on the propulsion systems, etc.);
- equipment to be mounted on the engine (such as the engine casing comprising the electrical, hydraulic and pneumatic networks known by the acronym EBU for Engine Build-Up); and
- aircraft attachment systems.
Les figures 1a et 1b illustrent, de manière simplifiée, un premier mode de réalisation d’un système propulsif 1 pour aéronef selon l’invention.Figures 1a and 1b illustrate, in a simplified manner, a first embodiment of a propulsion system 1 for an aircraft according to the invention.
Le système propulsif 1 comprend ici au moins un rotor 2 et un carénage 3 de nacelle s’étendant autour dudit au moins un rotor 2 par rapport à un axe de rotation X du rotor 2. Le système propulsif 1 peut être monté fixe sur l’aéronef. Le système propulsif 1 peut encore être monté sur un arbre de pivotement 4, déporté par rapport à l’axe de rotation X du rotor 2. L’arbre de pivotement 4 est fixé par tout moyen au système propulsif 1, d’une part, et à l’aéronef, d’autre part, et permet l’orientation du système propulsif 1 sur l’aéronef, autorisant le basculement du système propulsif 1 autour de l’arbre de pivotement 4, selon la flèche F1, par l’intermédiaire d’actionneurs connus, entre une position horizontale telle qu’illustrée à la figure 1a, et une position verticale telle qu’illustrée à la figure 1b. Ce basculement permet de faire passer l’aéronef d’un mode classique comme pour un avion, à un mode VTOL ou hélicoptère.The propulsion system 1 here comprises at least one rotor 2 and a nacelle fairing 3 extending around said at least one rotor 2 with respect to an axis of rotation X of the rotor 2. The propulsion system 1 can be mounted fixed on the aircraft. The propulsion system 1 can also be mounted on a pivot shaft 4, offset with respect to the axis of rotation X of the rotor 2. The pivot shaft 4 is fixed by any means to the propulsion system 1, on the one hand, and to the aircraft, on the other hand, and allows the orientation of the propulsion system 1 on the aircraft, authorizing the tilting of the propulsion system 1 around the pivot shaft 4, according to the arrow F1, via of known actuators, between a horizontal position as illustrated in FIG. 1a, and a vertical position as illustrated in FIG. 1b. This switchover makes it possible to switch the aircraft from a classic mode as for an airplane, to a VTOL or helicopter mode.
Le rotor 2 du système propulsif 1 est relié à l’aéronef par un mât 5 supportant un moteur 6, par exemple électrique, entrainant en rotation le rotor 2 par l’intermédiaire d’un arbre de puissance, de manière connue en soi. Selon l’exemple illustré nullement limitatif, chaque rotor 2 comprend deux pales 7.The rotor 2 of the propulsion system 1 is connected to the aircraft by a mast 5 supporting a motor 6, for example electric, driving the rotor 2 in rotation by means of a power shaft, in a manner known per se. According to the non-limiting example illustrated, each rotor 2 comprises two blades 7.
La figure 1c illustre un second mode de réalisation d’un système propulsif 1’ pour aéronef selon l’invention dans lequel le système propulsif 1’ peut être monté sur un arbre de pivotement 4’, traversant le rotor 2 de manière perpendiculaire par rapport à l’axe de rotation X du rotor 2. Le rotor 2 du système propulsif 1’ est relié à l’aéronef par un mât 5 supportant un moteur 6, par exemple électrique, entrainant en rotation le rotor 2 par l’intermédiaire d’un arbre de puissance, de manière connue en soi. Selon l’exemple de réalisation représenté, le mât 5 du rotor 2 est confondu avec l’arbre de pivotement 4’.FIG. 1c illustrates a second embodiment of a propulsion system 1' for an aircraft according to the invention in which the propulsion system 1' can be mounted on a pivot shaft 4', passing through the rotor 2 perpendicularly with respect to the axis of rotation X of the rotor 2. The rotor 2 of the propulsion system 1′ is connected to the aircraft by a mast 5 supporting a motor 6, for example electric, driving the rotor 2 in rotation via a power shaft, in a manner known per se. According to the embodiment shown, the mast 5 of the rotor 2 coincides with the pivot shaft 4'.
En référence aux figures 2 à 6, le carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, 1’ selon l’invention comprend :
- un tronçon amont 10 ;
- un tronçon aval 20 ; et
- un tronçon intermédiaire 30 reliant lesdits tronçons amont 10 et aval 20.Referring to Figures 2 to 6, the nacelle fairing 3 of the propulsion system 1, 1' according to the invention comprises:
- an upstream section 10;
- A downstream section 20; and
- an intermediate section 30 connecting said upstream 10 and downstream 20 sections.
Le tronçon amont 10 forme un bord d’attaque ou une section d’entrée d’air BA du carénage 3 de nacelle. De préférence et avantageusement, le tronçon amont 10 est réalisé dans un matériau déformable à mémoire de forme et il comprend des moyens permettant de faire varier un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA.The upstream section 10 forms a leading edge or an air inlet section BA of the fairing 3 of the nacelle. Preferably and advantageously, the upstream section 10 is made of a deformable material with shape memory and it comprises means making it possible to vary an external diameter D BA of the inlet section BA.
Le matériau constituant le tronçon amont 10 est à la fois rigide pour conférer au tronçon amont 10 une forme structurante et souple pour conférer au tronçon amont 10 une possibilité de déformation, il est ainsi appelé « semi rigide ». Ainsi, le tronçon amont 10 est réalisé dans un matériau apte à réagir sous l’effet d’un actionneur tel que décrit ci-après. Lorsque le tronçon amont 10 est excité par l’actionneur, le tronçon amont 10 prend une forme structurante convergente, et lorsque la contrainte d’excitation de l’actionneur s’arrête, le tronçon amont 10 reprend sa forme initiale. Le matériau composant le tronçon amont 10 peut ainsi être un alliage, un composite ou un matériau organique permettant au tronçon amont 10 de travailler dans un domaine élastique. Par exemple, le tronçon amont 10 est réalisé en un alliage de nickel et titane (encore connu sous le nom « Kiokalloy) tel que le NiTiNol ou le NiTiCu.The material constituting the upstream section 10 is both rigid to give the upstream section 10 a structuring shape and flexible to give the upstream section 10 the possibility of deformation, it is thus called “semi-rigid”. Thus, the upstream section 10 is made of a material capable of reacting under the effect of an actuator as described below. When the upstream section 10 is excited by the actuator, the upstream section 10 takes on a convergent structuring shape, and when the excitation stress of the actuator stops, the upstream section 10 resumes its initial shape. The material making up the upstream section 10 can thus be an alloy, a composite or an organic material enabling the upstream section 10 to work in an elastic domain. For example, the upstream section 10 is made of a nickel and titanium alloy (also known as “Kiokalloy”) such as NiTiNol or NiTiCu.
Plus précisément, en référence aux figures 6a à 7c, le tronçon amont 10 comprend une lèvre annulaire amont 11 et une portion annulaire aval 12. Cette portion annulaire aval 12 comprend une paroi radialement interne 12a et une paroi radialement externe 12b. Ces parois radialement interne 12a et externe 12b sont reliées, d’une part, en amont, à la lèvre 11 et, d’autre part, en aval, au tronçon intermédiaire 30.More specifically, with reference to FIGS. 6a to 7c, the upstream section 10 comprises an upstream annular lip 11 and a downstream annular portion 12. This downstream annular portion 12 comprises a radially internal wall 12a and a radially external wall 12b. These radially internal 12a and external 12b walls are connected, on the one hand, upstream, to the lip 11 and, on the other hand, downstream, to the intermediate section 30.
Un but de la présente invention est de pouvoir bénéficier d’un carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, 1’ dont il est possible de faire varier la section d’entrée d’air et notamment la forme des profils aérodynamiques constituant le carénage de nacelle. Autrement dit dont il est possible de faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA ainsi que la forme aérodynamique du tronçon amont 10 entre une configuration dite convergente dans laquelle un tube de courant d’air en entrée du carénage 3 de nacelle présente une forme convergente, et une configuration dite neutre dans laquelle un tube de courant d’air en entrée du carénage 3 de nacelle présente une forme neutre sensiblement cylindrique.An object of the present invention is to be able to benefit from a nacelle fairing 3 of the propulsion system 1, 1', the air inlet section of which can be varied and in particular the shape of the aerodynamic profiles constituting the fairing of nacelle. In other words, of which it is possible to vary the external diameter D BA of the inlet section BA as well as the aerodynamic shape of the upstream section 10 between a so-called convergent configuration in which an air current tube at the inlet of the fairing 3 of nacelle has a convergent shape, and a so-called neutral configuration in which an air current tube at the inlet of the fairing 3 of the nacelle has a substantially cylindrical neutral shape.
Les figures 6a et 6b montrent de manière schématique, la variation du diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre une position dite neutre (figure 6a) dans laquelle le diamètre externe est minimal DBAminet une position dite convergente (figure 6b) dans laquelle le diamètre externe est maximal DBAmax, le diamètre externe en position convergente DBAmaxétant donc supérieur au diamètre externe en position neutre DBAminet l’entrée (autrement dit le tronçon amont 10) du carénage 3 de nacelle est dite convergente. Autrement dit, il y a une évolution de la veine de flux d’air telle que la dimension radiale de la section d’entrée d’air est supérieure à la dimension radiale de la section de sortie d’air. Il ne s’agit donc pas ici d’une définition géométrique de la convergence mais d’une définition fluidique.Figures 6a and 6b show schematically the variation of the outer diameter D BA of the inlet section BA between a so-called neutral position (Figure 6a) in which the outer diameter is minimal D BAmin and a so-called convergent position (Figure 6b ) in which the outer diameter is maximum D BAmax , the outer diameter in convergent position D BAmax therefore being greater than the outer diameter in neutral position D BAmin and the inlet (in other words the upstream section 10) of the fairing 3 of the nacelle is said to be convergent . In other words, there is an evolution of the air flow path such that the radial dimension of the air inlet section is greater than the radial dimension of the air outlet section. It is thus not a question here of a geometrical definition of convergence but of a fluidic definition.
Selon un premier exemple de réalisation avantageux, afin de faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre la position neutre et la position convergente, et inversement, le tronçon amont 10, et plus précisément la paroi radialement interne 12a et la paroi radialement externe 12b de la portion annulaire aval 12 du tronçon amont 10 sont réalisées dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-rétractables pouvant se déformer, à savoir se rétracter, sous l’effet de la chaleur. A cet effet, la paroi radialement externe 12b de la portion annulaire aval 12 comprend encore un revêtement annulaire chauffant 13 configuré pour fournir la chaleur afin de déformer, plus précisément, de rétracter, la paroi radialement externe 12b du tronçon amont 10. Ainsi, en position neutre, comme illustré à la figure 6a, les parois radialement interne 12a et externe 12b présentent des dimensions axiales sensiblement égales. En revanche, sous l’effet de la chaleur produite par le revêtement chauffant 13, la paroi radialement externe 12b se rétracte, autrement dit sa dimension axiale diminue par rapport à sa dimension axiale neutre, ce qui entraine l’étirement de la paroi radialement interne 12, autrement dit sa dimension axiale augmente par rapport à sa dimension axiale neutre. Comme il sera détaillé ci-après, le tronçon intermédiaire 30 est rigide de sorte que le tronçon amont 10 est fixe par l’intermédiaire de ses parois radialement interne 12a et externe 12b solidaires du tronçon intermédiaire 30, la section d’entrée BA étant libre, de sorte que la rétractation de la paroi radialement externe 12b et l’étirement de la paroi radialement interne 12a entraine le déplacement de la lèvre 11 (ou de la section d’entrée BA) selon une direction radialement externe représentée par la flèche F20 à la figure 6b entrainant ainsi une augmentation du diamètre externe DBA.According to a first advantageous embodiment, in order to vary the external diameter D BA of the inlet section BA between the neutral position and the convergent position, and vice versa, the upstream section 10, and more precisely the radially internal wall 12a and the radially outer wall 12b of the downstream annular portion 12 of the upstream section 10 are made of a material having heat-shrinkable characteristics which can deform, namely shrink, under the effect of heat. To this end, the radially outer wall 12b of the downstream annular portion 12 further comprises a heating annular coating 13 configured to supply heat in order to deform, more precisely, to retract, the radially outer wall 12b of the upstream section 10. Thus, in neutral position, as shown in Figure 6a, the radially inner 12a and outer 12b walls have substantially equal axial dimensions. On the other hand, under the effect of the heat produced by the heating coating 13, the radially outer wall 12b retracts, in other words its axial dimension decreases with respect to its neutral axial dimension, which causes the stretching of the radially inner wall 12, in other words its axial dimension increases with respect to its neutral axial dimension. As will be detailed below, the intermediate section 30 is rigid so that the upstream section 10 is fixed via its radially internal 12a and external 12b walls integral with the intermediate section 30, the inlet section BA being free. , so that the retraction of the radially outer wall 12b and the stretching of the radially inner wall 12a causes the displacement of the lip 11 (or of the inlet section BA) in a radially outer direction represented by the arrow F20 at FIG. 6b thus causing an increase in the external diameter D BA .
Le revêtement annulaire chauffant 13 peut être mis en chauffe par tout moyen connu en soi, tel que par exemple par un circuit électrique résistif circulant dans ledit revêtement 13.The annular heating coating 13 can be heated by any means known per se, such as for example by a resistive electrical circuit circulating in said coating 13.
La paroi radialement interne 12a et la paroi radialement externe 12b de la portion annulaire aval 12 du tronçon amont 10 sont réalisées dans un matériau présentant également des caractéristiques de mémoire de forme de sorte à leur permettre de retrouver leur forme et leur dimension axiale neutre, et, par conséquent, de sorte que la section d’entrée BA retrouve également son diamètre neutre DBAminlorsque le revêtement chauffant 13 n’est plus mis en chauffe.The radially internal wall 12a and the radially external wall 12b of the downstream annular portion 12 of the upstream section 10 are made of a material also having shape memory characteristics so as to allow them to regain their shape and their neutral axial dimension, and , consequently, so that the inlet section BA also regains its neutral diameter D BAmin when the heating coating 13 is no longer heated.
Selon un second exemple de réalisation avantageux illustré sur les figures 6c et 6d, afin de faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre la position neutre et la position convergente, et inversement, le tronçon amont 10 comporte au moins un mécanisme actionneur à vérin 230 configuré pour coopérer avec des moyens 240 solidaires de la surface interne 12b’ de la paroi radialement externe 12b, de sorte à faire varier un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre un diamètre minimum et un diamètre maximum.According to a second advantageous embodiment illustrated in FIGS. 6c and 6d, in order to vary the external diameter D BA of the inlet section BA between the neutral position and the convergent position, and vice versa, the upstream section 10 comprises at least a cylinder actuator mechanism 230 configured to cooperate with means 240 integral with the internal surface 12b' of the radially external wall 12b, so as to vary an external diameter D BA of the inlet section BA between a minimum diameter and a maximum diameter.
Plus précisément, un bras de vérin 230’ du mécanisme actionneur à vérin 230 est configuré pour sortir ou rentrer sous l’effet d’une commande prédéterminée de sorte à agir sur les moyens 240 et déplacer ces derniers radialement, provoquant une poussée sur la surface radialement interne 12b’ de la paroi radialement externe 12b et ainsi faire varier un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA. Le mécanisme actionneur à vérin 230 peut être électrique, hydraulique, pneumatique ou encore un système vis-écrou.More precisely, a cylinder arm 230' of the cylinder actuator mechanism 230 is configured to extend or retract under the effect of a predetermined command so as to act on the means 240 and move the latter radially, causing a thrust on the surface radially internal 12b' of the radially external wall 12b and thus vary an external diameter D BA of the inlet section BA. The cylinder actuator mechanism 230 can be electric, hydraulic, pneumatic or even a screw-nut system.
De préférence et avantageusement, le système propulsif 1, 1’ selon l’invention comprend au moins deux mécanismes actionneurs à vérins 230, l’un étant par exemple positionné angulairement à 6 heures, en référence à un cadran horaire, (c’est-à-dire en position basse) lorsque le système propulsif 1, 1’ est monté sur un aéronef, l’autre étant diamétralement opposé, c’est-à-dire positionné à 12 heures, en référence à un cadran horaire, (c’est-à-dire en position haute).Preferably and advantageously, the propulsion system 1, 1' according to the invention comprises at least two jack actuator mechanisms 230, one being for example positioned angularly at 6 o'clock, with reference to a time dial, (i.e. that is to say in the low position) when the propulsion system 1, 1' is mounted on an aircraft, the other being diametrically opposite, that is to say positioned at 12 o'clock, with reference to a time dial, (c' i.e. in the high position).
Les moyens 240 sont par exemple encastrés (par exemple par vulcanisation) dans la surface radialement interne 12b’ de la paroi radialement externe 12b et se déplacent radialement sous l’action des mécanismes actionneurs à vérins 230.The means 240 are for example embedded (for example by vulcanization) in the radially internal surface 12b' of the radially external wall 12b and move radially under the action of the actuator mechanisms with cylinders 230.
Selon un exemple de réalisation, les moyens 240 comprennent une pluralité de prismes, par exemple de section triangulaire, répartis en au moins une rangée annulaire, cette pluralité de prismes étant actionnée par ledit au moins un vérin par l’intermédiaire d’au moins un élément annulaire 250.According to an exemplary embodiment, the means 240 comprise a plurality of prisms, for example of triangular section, distributed in at least one annular row, this plurality of prisms being actuated by said at least one jack via at least one ring element 250.
Les prismes 240 et l’élément annulaire 250 sont réalisés dans un matériau rigide, par exemple métallique.The prisms 240 and the annular element 250 are made of a rigid material, for example metal.
A la figure 6c, le tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle est en position convergente, le bras de vérin 230’ du mécanisme actionneur à vérin 230 est entièrement sorti.In Figure 6c, the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle is in a convergent position, the cylinder arm 230' of the cylinder actuator mechanism 230 is fully extended.
L’actionnement du mécanisme actionneur à vérin 230 entraine la sortie du bras de vérin 230’, qui entraine le déplacement axial de l’élément annulaire 250 (dans le sens de la flèche F5 de la figure 6c), qui lui-même entraine le déplacement radialement externe de la rangée de prismes 240 (dans le sens de la flèche F6). L’élément annulaire 250 se déplace sur les faces des primes 240 de sorte à être, en position neutre du tronçon amont du carénage 3 de nacelle, dans une position affleurant la surface interne 12b’ de la paroi interne 12b et, en position convergente du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle, dans une position proche des sommets des primes 240. Les prismes 240 étant encastrés dans la surface radialement interne 12b’ de la paroi radialement externe 12b et l’élément annulaire 250 étant rigides, le diamètre de la paroi radialement externe 12b et de la paroi radialement interne 12a augmente sous l’effet de la poussée radiale des prismes 240, entrainant l’augmentation de diamètre de la section d’entrée BA ayant pour effet de faire passer le tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle à une configuration convergente telle qu’illustrée en figure 6c. Avantageusement, les faces des prismes 240 et l’ élément annulaire 250 sont recouverts d’un revêtement anti-friction.The actuation of the cylinder actuator mechanism 230 causes the extension of the cylinder arm 230 ', which causes the axial displacement of the annular element 250 (in the direction of the arrow F5 of Figure 6c), which itself causes the radially external displacement of the row of prisms 240 (in the direction of the arrow F6). The annular element 250 moves on the faces of the primers 240 so as to be, in the neutral position of the upstream section of the fairing 3 of the nacelle, in a position flush with the internal surface 12b' of the internal wall 12b and, in the convergent position of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle, in a position close to the tops of the primers 240. The prisms 240 being embedded in the radially inner surface 12b' of the radially outer wall 12b and the annular element 250 being rigid, the diameter of the radially outer wall 12b and of the radially inner wall 12a increases under the effect of the radial thrust of the prisms 240, resulting in the increase in diameter of the inlet section BA having the effect of passing the upstream section 10 of the fairing 3 nacelle to a convergent configuration as shown in Figure 6c. Advantageously, the faces of the prisms 240 and the annular element 250 are covered with an anti-friction coating.
Lorsque le mécanisme actionneur à vérin 230 est actionné de sorte à faire rentrer le bras de vérin 230’, les éléments décrits précédemment se déplacent dans un sens opposé tendant à diminuer le diamètre de la section d’entrée BA. Les parois radialement interne 12a et radialement externe 12b du tronçon amont 10 étant réalisées dans un matériau à mémoire de forme, ceci a pour effet de faire ramener le tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle à la configuration neutre telle qu’illustrée en figure 6a.When the cylinder actuator mechanism 230 is actuated so as to retract the cylinder arm 230', the elements described above move in an opposite direction tending to decrease the diameter of the entry section BA. The radially inner 12a and radially outer 12b walls of the upstream section 10 being made of a shape memory material, this has the effect of bringing the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle back to the neutral configuration as illustrated in FIG. 6a .
Avantageusement mais non limitativement, chaque rangée annulaire comprend au moins quatre prismes 240 répartis azimutalement de manière équidistante le long de la surface radialement interne 12b’ de la paroi radialement externe 12b du tronçon amont 10. On comprend aisément qu’un nombre de prismes élevé permettra de mieux répartir les poussées radiales et ainsi de garder une forme plus axisymétrique du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle en position convergente.Advantageously but not limitatively, each annular row comprises at least four prisms 240 distributed azimuthally in an equidistant manner along the radially inner surface 12b' of the radially outer wall 12b of the upstream section 10. It is easily understood that a high number of prisms will allow to better distribute the radial thrusts and thus to keep a more axisymmetric shape of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle in the convergent position.
Il pourrait encore être envisagé que le système propulsif 1, 1’ comprenne plusieurs rangées de prismes 240 et autant de mécanismes actionneurs à vérins 230 propre à chaque rangée annulaire de prismes 240, indépendants les uns des autres.It could also be envisaged that the propulsion system 1, 1 'comprises several rows of prisms 240 and as many actuator mechanisms with cylinders 230 specific to each annular row of prisms 240, independent of each other.
Selon un autre exemple de réalisation non représenté, des couronnes annulaires sont directement reliée au bras de vérin 230’ de chaque mécanisme actionneur 230. Chaque couronne annulaire coulisse alors directement sur la surface interne 12b’ de la paroi externe 12b (convergente au repos). Avantageusement, la surface interne 12b’ de la paroi externe 12b est alors munie d’un revêtement anti-friction.According to another embodiment not shown, annular crowns are directly connected to the cylinder arm 230' of each actuator mechanism 230. Each annular crown then slides directly on the internal surface 12b' of the external wall 12b (convergent at rest). Advantageously, the inner surface 12b' of the outer wall 12b is then provided with an anti-friction coating.
Le passage de la configuration convergente à la configuration neutre du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle, et inversement, se fait en continu en fonction de la sortie ou de la rentrée du bras de vérin 230’ du mécanisme actionneur 230.The transition from the convergent configuration to the neutral configuration of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle, and vice versa, takes place continuously depending on the extension or retraction of the cylinder arm 230' of the actuator mechanism 230.
Selon un troisième exemple de réalisation avantageux, afin de faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre la position neutre et la position convergente, et inversement, la section d’entrée BA du carénage 3 de nacelle comporte un actionneur annulaire 40 pneumatique ou hydraulique s’étendant autour de l’axe de rotation X du rotor 2. Cet actionneur annulaire 40 est configuré pour se déformer radialement sous l’effet d’une pression de commande prédéterminée de sorte à faire varier un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre un diamètre minimum et un diamètre maximum.According to a third advantageous embodiment, in order to vary the external diameter D BA of the entry section BA between the neutral position and the convergent position, and vice versa, the entry section BA of the fairing 3 of the nacelle comprises an actuator pneumatic or hydraulic annular 40 extending around the axis of rotation X of the rotor 2. This annular actuator 40 is configured to deform radially under the effect of a predetermined control pressure so as to vary an external diameter D BA of the inlet section BA between a minimum diameter and a maximum diameter.
Plus précisément, l’actionneur annulaire 40 est configuré pour se déformer radialement sous l’effet d’une pression de commande prédéterminée de sorte à faire varier un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre une position neutre et une position convergente du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle. Pour cela, l’actionneur annulaire est relié à un dispositif automatique pneumatique ou hydraulique connu en soi permettant d’introduire ou d’extraire un fluide dans ou à partir de cet actionneur annulaire 40 par application d’une pression de commande adaptée selon la configuration convergente ou neutre désirée pour le tronçon aval 10 du carénage 3 de nacelle.More specifically, the annular actuator 40 is configured to deform radially under the effect of a predetermined control pressure so as to vary an external diameter D BA of the inlet section BA between a neutral position and a convergent position of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle. For this, the annular actuator is connected to an automatic pneumatic or hydraulic device known per se allowing the introduction or extraction of a fluid into or from this annular actuator 40 by application of a control pressure adapted according to the configuration convergent or neutral desired for the downstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle.
De préférence et avantageusement, l’actionneur annulaire 40 est réalisé en matériau élastique rigidifié radialement, par exemple en incluant des fibres. Par exemple, il est réalisé en matériau polymère incorporant un dispositif extérieur ou des inclusions le rigidifiant dans la direction radiale. Preferably and advantageously, the annular actuator 40 is made of a radially stiffened elastic material, for example by including fibers. For example, it is made of polymer material incorporating an external device or inclusions stiffening it in the radial direction.
Selon un autre exemple de réalisation illustré aux figures 8a à 8c, l’actionneur annulaire 40 comprend une vessie annulaire 40a en matériau souple enchâssée dans un ressort spirale 40b ayant pour fonction de limiter l’expansion diamétrale de la section de vessie souple 40a . Une autre mode de réalisation pourrait être l’utilisation d’un matériau orthotrope présentant un module élastique plus important dans une direction radiale que dans une direction azimutale.According to another exemplary embodiment illustrated in Figures 8a to 8c, the annular actuator 40 comprises an annular bladder 40a of flexible material embedded in a spiral spring 40b having the function of limiting the diametrical expansion of the flexible bladder section 40a. Another embodiment could be the use of an orthotropic material having a higher elastic modulus in a radial direction than in an azimuthal direction.
L’actionneur annulaire 40 est configuré de sorte que, lorsqu’il est soumis à une augmentation de pression, une expansion d’un diamètre de section interne d40de l’actionneur annulaire est très inférieure à une expansion d’un diamètre externe D40de l’actionneur annulaire 40. Autrement dit, une augmentation de pression à l’intérieur de l’actionneur annulaire 40 (ou de la vessie souple 40a) se traduit par une expansion azimutale augmentant le diamètre externe D40de l’actionneur annulaire 40.The annular actuator 40 is configured so that, when subjected to an increase in pressure, an expansion of an internal section diameter d 40 of the annular actuator is much less than an expansion of an external diameter D 40 of the annular actuator 40. In other words, an increase in pressure inside the annular actuator 40 (or the flexible bladder 40a) results in an azimuthal expansion increasing the outer diameter D 40 of the annular actuator 40.
En effet, l’augmentation progressive de la pression de commande induite par le dispositif automatique pneumatique ou hydraulique fait varier progressivement le diamètre externe D40de l’actionneur annulaire 40 qui déforme les parois radialement interne 12a et radialement externe 12b en matériau déformable à mémoire de forme du tronçon amont 10 et, par conséquent, fait varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA qui passe ainsi d’un diamètre minimal DBAmindans la configuration neutre telle qu’illustrée à la figure 6a à un diamètre maximal DBAmaxdans la configuration convergente du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle telle qu’illustrée à la figure 6b.Indeed, the gradual increase in the control pressure induced by the pneumatic or hydraulic automatic device gradually varies the outer diameter D 40 of the annular actuator 40 which deforms the radially inner 12a and radially outer 12b walls of deformable memory material. shape of the upstream section 10 and, consequently, varies the external diameter D BA of the inlet section BA which thus passes from a minimum diameter D BAmin in the neutral configuration as illustrated in FIG. 6a to a diameter maximum D BAmax in the convergent configuration of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle as illustrated in FIG. 6b.
De même, la réduction progressive de la pression de commande induite par le dispositif automatique pneumatique ou hydraulique fait passer progressivement le tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle d’une configuration convergente telle qu’illustrée à la figure 6b à une configuration neutre telle qu’illustrée à la figure 6a.Similarly, the progressive reduction of the control pressure induced by the automatic pneumatic or hydraulic device gradually changes the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle from a convergent configuration as illustrated in FIG. 6b to a neutral configuration such as shown in Figure 6a.
Le passage de la configuration neutre à la configuration convergente du tronçon amont 10 du carénage 3 de nacelle, et inversement, se fait en continu en fonction de la pression de commande induite par le dispositif automatique pneumatique ou hydraulique.The transition from the neutral configuration to the convergent configuration of the upstream section 10 of the fairing 3 of the nacelle, and vice versa, takes place continuously as a function of the control pressure induced by the pneumatic or hydraulic automatic device.
Selon un autre exemple de réalisation non représenté, les moyens permettant de faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA entre la position neutre et la position convergente et inversement, comprennent un dispositif d’expansion pneumatique. Ainsi, de l’air sous pression est injecté à l’intérieur de la lèvre annulaire amont 11 de sorte que cette lèvre se déplace en direction radialement externe, entrainant la rétractation de la paroi radialement externe 12b et l’étirement de la paroi radialement interne 12a de la portion annulaire aval du tronçon amont 10, et par conséquent, entrainant l’augmentation du diamètre externe DBAde la section d’entrée BA Les parois 12a, 12b sont réalisées dans un matériau déformable à mémoire de forme de sorte à retrouver leur forme et leur dimension axiale neutre, et, par conséquent, de sorte que la section d’entrée BA retrouve également son diamètre neutre DBAminlorsque de l’air est retiré de la lèvre annulaire amont 11 par le dispositif d’expansion pneumatique ou hydraulique.According to another exemplary embodiment, not shown, the means making it possible to vary the external diameter D BA of the inlet section BA between the neutral position and the convergent position and vice versa, comprise a pneumatic expansion device. Thus, pressurized air is injected inside the upstream annular lip 11 so that this lip moves in the radially outer direction, causing the radially outer wall 12b to retract and the radially inner wall to stretch. 12a of the downstream annular portion of the upstream section 10, and consequently causing the increase in the external diameter D BA of the inlet section BA The walls 12a, 12b are made of a deformable material with shape memory so as to find their shape and their neutral axial dimension, and, consequently, so that the inlet section BA also regains its neutral diameter D BAmin when air is withdrawn from the upstream annular lip 11 by the pneumatic expansion device or hydraulic.
Cette possibilité de modification aisée du diamètre externe DBAde la section d’entrée BA du carénage 3 de nacelle permet d’adapter facilement le profil d’entrée du carénage 3 de nacelle selon les phases de vol d’un aéronef muni d’un système propulsif 1, 1’ selon l’invention, autrement dit selon les contraintes aérodynamiques et mécaniques recherchées en fonctionnement du système propulsif 1, 1’. Ainsi, en phase de vol stationnaire proche du sol par exemple la portance créée par la carène sera accrue en utilisant une entrée d’air du carénage de nacelle convergent et par conséquent ayant un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA le plus grand possible, alors qu’en phase de vol en mode avion ou loin du sol, on cherchera à bénéficier du meilleur rendement propulsif et par conséquent à avoir un diamètre externe DBAde la section d’entrée BA le plus petit possible.This possibility of easy modification of the outer diameter D BA of the entry section BA of the fairing 3 of the nacelle makes it possible to easily adapt the entry profile of the fairing 3 of the nacelle according to the flight phases of an aircraft equipped with a propulsion system 1, 1' according to the invention, in other words according to the aerodynamic and mechanical constraints sought in operation of the propulsion system 1, 1'. Thus, in hovering phase close to the ground, for example, the lift created by the hull will be increased by using an air inlet of the nacelle fairing converging and therefore having an outer diameter D BA of the inlet section BA the large as possible, while in the flight phase in airplane mode or far from the ground, it will be sought to benefit from the best propulsive efficiency and consequently to have an external diameter D BA of the inlet section BA as small as possible.
Le tronçon amont 10 étant réalisé dans un matériau déformable, il est opportun de lui garantir une structure rigide de sorte à éviter son affaissement tant au repos que sous l’action d’un écoulement d’air en fonctionnement du système propulsif 1, 1’ et permettant ainsi au carénage 3 de nacelle de conserver un profil aérodynamique homogène de sa section d’entrée BA. De la sorte, le tronçon amont 10 comprend avantageusement des raidisseurs 14 reliés par un dispositif anti-flambement 15.The upstream section 10 being made of a deformable material, it is advisable to guarantee it a rigid structure so as to avoid its sagging both at rest and under the action of an air flow in operation of the propulsion system 1, 1' and thus allowing the fairing 3 of the nacelle to retain a homogeneous aerodynamic profile of its entry section BA. In this way, the upstream section 10 advantageously comprises stiffeners 14 connected by an anti-buckling device 15.
En référence aux figures 7a à 7c, une pluralité de raidisseurs 14 sont ménagés dans la lèvre annulaire amont 11 du tronçon amont 10 et sont angulairement répartis comme cela est visible sur la figure 7c.Referring to Figures 7a to 7c, a plurality of stiffeners 14 are formed in the upstream annular lip 11 of the upstream section 10 and are angularly distributed as can be seen in Figure 7c.
Ces raidisseurs, par exemple métalliques, présentent un profil aérodynamique de section en forme de C de sorte à correspondre à la forme aérodynamique de la section d’entrée BA du carénage 3 de nacelle. Un bras radialement externe 14b des raidisseurs 14, opposé à un bras radialement interne 14a, présente une encoche 16 de réception du dispositif anti-flambement 15, ménagée dans le bras 14b et s’étendant selon un axe B à partir d’une surface radialement interne 14b’.These stiffeners, for example metallic, have an aerodynamic profile with a C-shaped section so as to correspond to the aerodynamic shape of the entry section BA of the fairing 3 of the nacelle. A radially outer arm 14b of the stiffeners 14, opposite a radially inner arm 14a, has a notch 16 for receiving the anti-buckling device 15, provided in the arm 14b and extending along an axis B from a surface radially internal 14b'.
Selon l’exemple représenté, le dispositif anti-flambement 15 est constitué d’un anneau rigide, par exemple métallique. Le dispositif anti-flambement 15 ainsi inséré dans les encoches 16 de chaque raidisseur 14 sert d’armature assurant la liaison des raidisseurs 14 à l’intérieur de la lèvre annulaire amont 11.According to the example shown, the anti-buckling device 15 consists of a rigid ring, for example metallic. The anti-buckling device 15 thus inserted into the notches 16 of each stiffener 14 serves as reinforcement ensuring the connection of the stiffeners 14 inside the upstream annular lip 11.
Les encoches 16 présentent une forme semi-oblongue inclinée selon un angle α par rapport à un axe longitudinal A des raidisseurs 14.The notches 16 have a semi-oblong shape inclined at an angle α relative to a longitudinal axis A of the stiffeners 14.
En référence à la figure 7a, lorsque le tronçon amont 10 est en position neutre de sorte que le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA est minimal DBAmin, les raidisseurs 14 sont dans une position de repos dans laquelle l’axe longitudinal A des raidisseurs 14 est sensiblement parallèle à l’axe de rotation X du rotor 2 du système propulsif 1, 1’ et l’anneau d’anti-flambement 15 est positionné en butée dans le fond de l’encoche 16 des raidisseurs 14.Referring to Figure 7a, when the upstream section 10 is in neutral position so that the outer diameter D BA of the entry section BA is minimum D BAmin , the stiffeners 14 are in a rest position in which the axis longitudinal A of the stiffeners 14 is substantially parallel to the axis of rotation X of the rotor 2 of the propulsion system 1, 1' and the anti-buckling ring 15 is positioned in abutment in the bottom of the notch 16 of the stiffeners 14 .
En référence à la figure 7b, lorsque le tronçon amont 10 est convergent de sorte à augmenter le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA jusqu’à une valeur maximale DBAmax, les raidisseurs 14 sont dans une position inclinée dans laquelle l’axe longitudinal A des raidisseurs 14 est incliné selon un angle β par rapport à l’axe de rotation X du rotor 2 du système propulsif 1, 1’ et l’anneau d’anti-flambement 15 est toujours engagé dans l’encoche 16 mais dans une position telle qu’elle ne sorte pas de la surface radialement interne 14b’ des bras radialement externe 14b des raidisseurs 14.Referring to Figure 7b, when the upstream section 10 is convergent so as to increase the external diameter D BA of the entry section BA up to a maximum value D BAmax , the stiffeners 14 are in an inclined position in which the longitudinal axis A of the stiffeners 14 is inclined at an angle β relative to the axis of rotation X of the rotor 2 of the propulsion system 1, 1' and the anti-buckling ring 15 is still engaged in the notch 16 but in a position such that it does not come out of the radially inner surface 14b' of the radially outer arms 14b of the stiffeners 14.
Toutefois, un tel dispositif anti-flambement 15 n’est pas nécessaire pour le mode de réalisation mettant en œuvre les prismes 240, le mécanisme actionneur à vérin 230 et l’élément annulaire 250 pour faire varier le diamètre externe DBAde la section d’entrée BA, ces éléments (230, 240, 250) assurant déjà la fonction anti-flambement.However, such an anti-buckling device 15 is not necessary for the embodiment implementing the prisms 240, the cylinder actuator mechanism 230 and the annular element 250 to vary the external diameter D BA of the section d input BA, these elements (230, 240, 250) already ensuring the anti-buckling function.
Le tronçon amont 10, et notamment la lèvre annulaire amont 11, est encore configuré pour assurer une fonction d’antigivrage de l’entrée du carénage 3 de nacelle. Le tronçon amont 10 est en effet réalisé en un matériau lui configurant la possibilité de supporter des écarts de températures importants le rendant apte à assurer une fonction antigivrage lorsqu’il est approvisionné en air chaud.The upstream section 10, and in particular the upstream annular lip 11, is still configured to provide an anti-icing function at the entrance to the fairing 3 of the nacelle. The upstream section 10 is in fact made of a material giving it the possibility of withstanding significant temperature differences, making it capable of ensuring an anti-icing function when it is supplied with hot air.
Le tronçon intermédiaire 30 est rigide. Il est par exemple réalisé en alliage d’aluminium, Ta6V ou composite fibre de carbone à matrice organique. Le tronçon intermédiaire 30 est avantageusement relié au moteur 6 du système propulsif 1, 1’ par au moins un bras 31, et, de préférence, par deux bras 31 de sorte à solidariser mécaniquement le carénage 3 de nacelle au moteur 6 du système propulsif 1, 1’. Le tronçon intermédiaire 30 confère ainsi, par son matériau et sa configuration, une fonction de blindage au système propulsif 1, 1’.The intermediate section 30 is rigid. For example, it is made of aluminum alloy, Ta6V or carbon fiber composite with an organic matrix. The intermediate section 30 is advantageously connected to the engine 6 of the propulsion system 1, 1 'by at least one arm 31, and preferably by two arms 31 so as to mechanically secure the fairing 3 of the nacelle to the engine 6 of the propulsion system 1 , 1'. The intermediate section 30 thus confers, by its material and its configuration, a shielding function on the propulsion system 1, 1'.
Une extrémité aval du tronçon aval 20 forme une section de sortie (ou dit autrement un bord de fuite) BF du carénage 3 de nacelle.A downstream end of the downstream section 20 forms an exit section (or in other words a trailing edge) BF of the fairing 3 of the nacelle.
Le tronçon aval 20 comprend une paroi radialement interne 20a et une paroi radialement externe 20b.The downstream section 20 comprises a radially inner wall 20a and a radially outer wall 20b.
Les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 assurent non seulement une fonction structurante du tronçon aval 20 mais également une fonction aérodynamique.The radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 provide not only a structuring function of the downstream section 20 but also an aerodynamic function.
Les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont réalisées dans un matériau déformable semi rigide à mémoire de forme. Autrement dit, le matériau constituant les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 est à la fois rigide pour conférer au tronçon aval 20 une forme structurante et souple pour conférer au tronçon aval 20 une possibilité de déformation. Ainsi, les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont réalisées dans un matériau apte à réagir sous l’effet d’un actionneur tel que décrit ci-après. Lorsque les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont excitées par l’actionneur, les parois se déforment et prennent une forme structurante (c’est-à-dire une forme neutre divergente et sans excitation convergente), et lorsque la contrainte d’excitation de l’actionneur s’arrête, les parois reprennent leur forme initiale. Le matériau composant les parois 20a et 20b peut ainsi être un alliage, un composite ou un matériau organique Permettant aux parois 20a et 20b travaillent dans un domaine élastique. Par exemple, les parois radialement interne 20a et externe 20b sont réalisées en un alliage de nickel et titane (encore connu sous le nom « Kiokalloy) tel que le NiTiNol ou le NiTiCu.The radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 are made of a semi-rigid deformable material with shape memory. In other words, the material constituting the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 is both rigid to give the downstream section 20 a structuring shape and flexible to give the downstream section 20 the possibility of deformation. Thus, the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 are made of a material capable of reacting under the effect of an actuator as described below. When the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 are excited by the actuator, the walls deform and take on a structuring shape (that is to say a divergent neutral shape and without convergent excitation), and when the excitation stress of the actuator stops, the walls return to their initial shape. The material making up the walls 20a and 20b can thus be an alloy, a composite or an organic material allowing the walls 20a and 20b to work in an elastic domain. For example, the radially inner 20a and outer 20b walls are made of an alloy of nickel and titanium (also known as “Kiokalloy”) such as NiTiNol or NiTiCu.
Le matériau à mémoire de forme constituant les parois radialement interne 20a et externe 20b est à sureté intégrée, c’est-à-dire qu’il est tel, que sa position de repos, autrement dit lorsque l’actionneur n’agit pas sur la matériau à mémoire de forme en vue de sa déformation, correspond à une géométrie naturelle de stockage dudit matériau ou de plus longue durée d’utilisation, à savoir, dans le cas d’une utilisation pour un tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle d’un système propulsif 1, 1’ d’aéronef, cela correspond à une forme convergente du tronçon aval 20. Ainsi, en cas de panne de l’actionneur, le matériau à mémoire de forme reprendra sa forme naturelle au repos et le carénage 3 de nacelle reprendra une géométrie sécurisée pour assurer le bon fonctionnement du système propulsif 1, 1’ de l’aéronef.The shape-memory material constituting the radially inner 20a and outer 20b walls is fail-safe, that is to say it is such that its rest position, in other words when the actuator does not act on the shape memory material with a view to its deformation corresponds to a natural geometry for storage of said material or for a longer period of use, namely, in the case of use for a downstream section 20 of the fairing 3 of the nacelle of an aircraft propulsion system 1, 1', this corresponds to a convergent shape of the downstream section 20. Thus, in the event of failure of the actuator, the shape-memory material will resume its natural shape at rest and the fairing 3 of the nacelle will resume a secure geometry to ensure the proper functioning of the propulsion system 1, 1' of the aircraft.
Les parois radialement interne 20a et externe 20b peuvent également présenter une épaisseur variable axialement et également azimutalement à proximité des pontets de rigidification 22 de sorte à modifier localement l’élasticité du matériau à mémoire de forme les constituant. Il est en outre possible d’optimiser localement les caractéristiques mécaniques du matériau à mémoire de forme constituant les parois radialement interne 20a et externe 20b en fonction des propriétés locales souhaitées le long du tronçon aval 20. Ainsi, il peut être envisagé que le tronçon aval 20 soit constitué d’une pluralité de tronçons de matériaux différents.The radially inner 20a and outer 20b walls may also have a variable thickness axially and also azimuthalally close to the stiffening bridges 22 so as to locally modify the elasticity of the shape memory material constituting them. It is also possible to locally optimize the mechanical characteristics of the shape-memory material constituting the radially inner 20a and outer 20b walls as a function of the desired local properties along the downstream section 20. Thus, it can be envisaged that the downstream section 20 is made up of a plurality of sections of different materials.
Le tronçon aval 20 étant réalisé dans un matériau semi rigide lui garantissant une forme structurale rigide de sorte à éviter son affaissement tant au repos que sous l’action d’un écoulement d’air en fonctionnement du système propulsif 1, 1’ et permettant ainsi au carénage 3 de nacelle de conserver un profil aérodynamique homogène de sa section de sortie BF. Avantageusement, l’extrémité aval 21 du tronçon aval 20 peut être réalisé en un matériau orthotrope présentant des modules élastiques adéquats.The downstream section 20 being made of a semi-rigid material guaranteeing it a rigid structural shape so as to avoid its sagging both at rest and under the action of an air flow in operation of the propulsion system 1, 1' and thus allowing fairing 3 of the nacelle to maintain a homogeneous aerodynamic profile of its BF outlet section. Advantageously, the downstream end 21 of the downstream section 20 can be made of an orthotropic material having adequate elastic moduli.
De plus, afin d’assurer un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20, des pontets de rigidification 22 sont ménagés angulairement à intervalles réguliers entre ces parois 20a, 20b.In addition, in order to ensure a substantially constant gap between the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20, stiffening bridges 22 are arranged angularly at regular intervals between these walls 20a, 20b.
Le tronçon aval 20 comprend encore des moyens permettant de faire varier un diamètre externe DBFde la section de sortie BF entre un diamètre externe minimal DBFccorrespondant à une position convergente du tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle tel qu’illustré à la figure 2 et un diamètre externe maximal DBFdcorrespondant à une position divergente du tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle tel qu’illustré à la figure 4, en passant par une position intermédiaire telle qu’illustrée à la figure 3. Là encore, les termes « convergente » et « divergente » utilisés en référence au tronçon aval 20 sont des considérations fluidiques et non pas géométriques.The downstream section 20 also comprises means making it possible to vary an external diameter D BF of the outlet section BF between a minimum external diameter D BFc corresponding to a convergent position of the downstream section 20 of the fairing 3 of the nacelle as illustrated in Figure 2 and a maximum outer diameter D BFd corresponding to a divergent position of the downstream section 20 of the fairing 3 of the nacelle as shown in Figure 4, passing through an intermediate position as shown in Figure 3. Again, the terms “convergent” and “divergent” used in reference to the downstream section 20 are fluidic and not geometric considerations.
En effet, un autre but de la présente invention est de pouvoir bénéficier d’un carénage 3 de nacelle de système propulsif 1, 1’ dont il possible de faire varier la section de sortie d’air, et notamment la forme des profils aérodynamiques constituant le carénage de nacelle. Autrement dit dont il est possible de faire varier le diamètre externe DBFde la section de sortie BF ainsi que la forme aérodynamique du tronçon aval 20 entre une configuration dite convergente dans laquelle un tube de courant d’air en sortie du carénage 3 de nacelle présente une forme convergente, et une configuration dite divergente dans laquelle un tube de courant d’air en sortie du carénage 3 de nacelle présente une forme divergente.Indeed, another object of the present invention is to be able to benefit from a fairing 3 of the propulsion system nacelle 1, 1', the air outlet section of which can be varied, and in particular the shape of the aerodynamic profiles constituting the nacelle fairing. In other words, it is possible to vary the external diameter D BF of the outlet section BF as well as the aerodynamic shape of the downstream section 20 between a so-called convergent configuration in which an air stream tube at the outlet of the fairing 3 of the nacelle has a convergent shape, and a so-called divergent configuration in which an air stream tube at the outlet of the fairing 3 of the nacelle has a divergent shape.
Autrement dit, pour un rotor caréné, durant les phases de vol de l’aéronef où les effets de sol sont négligeables, la poussée créée par le carénage 3 de nacelle, et donc le rendement de l’ensemble propulsif, seront maximisés avec un profil de carénage 3 de nacelle de forme convergente, alors que pour d’autres phases de vol tel que le vol stationnaire de l’aéronef en présence d’effets de sol, un profil de sortie d’air du carénage 3 de nacelle de forme divergente est préféré, car il maximise la poussée créée par le carénage 3 de nacelle dans ces conditions.In other words, for a shrouded rotor, during the flight phases of the aircraft when the ground effects are negligible, the thrust created by the fairing 3 of the nacelle, and therefore the performance of the propulsion assembly, will be maximized with a profile of nacelle fairing 3 of convergent shape, whereas for other flight phases such as hovering of the aircraft in the presence of ground effects, an air outlet profile of the nacelle fairing 3 of divergent shape is preferred because it maximizes the thrust created by the nacelle fairing 3 under these conditions.
A cet effet, au moins l’une 20b des parois, et avantageusement les deux parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont réalisées dans un matériau semi rigide à mémoire de forme présentant des caractéristiques thermo-déformable pouvant se déformer, à savoir se rétracter, sous l’effet de la chaleur. Le tronçon aval 20 comporte au moins un circuit de chauffe (non représenté) configuré pour agir sur les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 de sorte à faire varier un diamètre externe DBFde la section d’entrée BF entre un diamètre minimum et un diamètre maximum.To this end, at least one 20b of the walls, and advantageously the two radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 are made of a semi-rigid material with shape memory having thermo-deformable characteristics which can deform, namely to retract, under the effect of heat. The downstream section 20 comprises at least one heating circuit (not shown) configured to act on the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 so as to vary an external diameter D BF of the inlet section BF between a minimum diameter and a maximum diameter.
Plus précisément, selon un premier exemple de réalisation, la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 est munie d’au moins un revêtement annulaire chauffant 23, ou selon un autre mode de réalisation non représenté, d’au moins une résistance chauffante. Le circuit de chauffe est configuré pour chauffer le revêtement annulaire chauffant 23, ou la résistance chauffante. Le revêtement annulaire chauffant 23 (ou la résistance chauffante) est configuré pour fournir la chaleur permettant de déformer, et, plus précisément, permettant de rétracter la paroi radialement externe 20b, qui est alors réalisée en un matériau thermo-rétractile.More specifically, according to a first embodiment, the radially outer wall 20b of the downstream section 20 is provided with at least one annular heating coating 23, or according to another embodiment not shown, with at least one heating resistor. The heating circuit is configured to heat the annular heating coating 23, or the heating resistor. The annular heating coating 23 (or the heating resistor) is configured to provide the heat making it possible to deform, and, more precisely, making it possible to retract the radially outer wall 20b, which is then made of a heat-shrinkable material.
Selon un second exemple de réalisation, les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont munies chacune d’au moins un revêtement annulaire chauffant 23, ou selon un autre mode de réalisation non représenté, d’au moins une résistance chauffante. Le circuit de chauffe est configuré pour chauffer le revêtement annulaire chauffant 23, ou la résistance chauffante. Le revêtement annulaire chauffant 23 (ou la résistance chauffante) est configuré pour fournir la chaleur permettant de déformer, les parois radialement interne 20a ou externe 20b du tronçon aval 20 et, plus précisément, permettant de rétracter la paroi radialement externe 20b, qui est alors réalisée en un matériau thermo-rétractile, et d’étendre la paroi radialement interne 20a, qui est alors réalisée en un matériau thermo-extensible.According to a second exemplary embodiment, the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 are each provided with at least one annular heating coating 23, or according to another embodiment not shown, with at least one heating resistor . The heating circuit is configured to heat the annular heating coating 23, or the heating resistor. The annular heating coating 23 (or the heating resistance) is configured to supply the heat making it possible to deform the radially internal 20a or external 20b walls of the downstream section 20 and, more precisely, making it possible to retract the radially external wall 20b, which is then made of a thermo-retractile material, and to extend the radially internal wall 20a, which is then made of a thermo-extensible material.
Avantageusement, chaque revêtement annulaire chauffant 23 de chaque paroi 20a, 20b comprend un circuit de chauffe qui lui est propre, les circuits de chauffe ayant alors des fonctionnements indépendants les uns des autres.Advantageously, each annular heating coating 23 of each wall 20a, 20b comprises a heating circuit of its own, the heating circuits then having operations independent of each other.
En référence à la figure 5a, seule la paroi radialement externe 20b est munie d’un revêtement annulaire chauffant 23, par exemple situé au niveau des pontets de rigidification 22. Le carénage 3 de nacelle est illustré en configuration convergente correspondant à un diamètre externe minimal DBFcde la section de sortie BF. La configuration convergente du carénage 3 de nacelle correspondant également à la position de repos du matériau à mémoire de forme constituant les parois radialement interne 20a et externe 20b du tronçon aval 20. Dans cette configuration convergente, la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 présente une longueur inférieure à la longueur de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20. En revanche, en référence à la figure 5b, sous l’effet de la chaleur émise par le revêtement chauffant 23 soumis au circuit de chauffe, la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 se rétracte, autrement dit sa longueur diminue par rapport à sa longueur au repos, ce qui entraine la flexion de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 selon la flèche F2. Le tronçon intermédiaire 30 étant rigide, le tronçon aval 20 est fixe par l’intermédiaire de ses parois radialement interne 20a et externe 20b solidaires du tronçon intermédiaire 30, et la section de sortie BF étant libre, la rétractation de la paroi radialement externe 20b et le fléchissement de la paroi radialement interne 20a entrainent le déplacement de la section de sortie BF selon une direction radialement externe représentée par la flèche F2 à la figure 5b entrainant ainsi une augmentation du diamètre externe DBFjusqu’à une valeur maximale DBFdet le passage du carénage 3 de nacelle à une configuration divergente.With reference to FIG. 5a, only the radially outer wall 20b is provided with a heating annular coating 23, for example located at the level of the stiffening bridges 22. The fairing 3 of the nacelle is illustrated in a convergent configuration corresponding to a minimum outer diameter D BFc of the BF output section. The convergent configuration of the fairing 3 of the nacelle also corresponding to the rest position of the shape memory material constituting the radially internal 20a and external 20b walls of the downstream section 20. In this convergent configuration, the radially internal wall 20a of the downstream section 20 has a length less than the length of the radially outer wall 20b of the downstream section 20. On the other hand, with reference to FIG. 5b, under the effect of the heat emitted by the heating coating 23 subjected to the heating circuit, the radially outer wall 20b of the downstream section 20 retracts, in other words its length decreases relative to its length at rest, which causes the radially internal wall 20a of the downstream section 20 to bend in the direction of the arrow F2. The intermediate section 30 being rigid, the downstream section 20 is fixed via its radially internal 20a and external 20b walls integral with the intermediate section 30, and the outlet section BF being free, the retraction of the radially external wall 20b and the bending of the radially internal wall 20a causes the displacement of the outlet section BF in a radially external direction represented by the arrow F2 in FIG. 5b thus causing an increase in the external diameter D BF up to a maximum value D BFd and the passage of the fairing 3 of the nacelle to a divergent configuration.
La paroi radialement interne 20a et la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 étant réalisées dans un matériau présentant également des caractéristiques de mémoire de forme, il leur est possible de retrouver leur forme et leur dimension de repos (correspondant à une configuration convergente du carénage 3 de nacelle), et, par conséquent, de sorte que la section de sortie BF retrouve également son diamètre minimal DBFclorsque le revêtement chauffant 23 n’est plus actif.The radially inner wall 20a and the radially outer wall 20b of the downstream section 20 being made of a material also having shape memory characteristics, it is possible for them to recover their shape and their rest dimension (corresponding to a convergent configuration of the fairing 3 of the nacelle), and, consequently, so that the outlet section BF also regains its minimum diameter D BFc when the heating coating 23 is no longer active.
Selon un autre exemple de réalisation non représenté, à la fois la paroi radialement interne 20a et la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont munies d’un revêtement annulaire chauffant, chacun de ces revêtement annulaire chauffant étant apte à être activé par un circuit de chauffe qui lui est propre de sorte à déformer, et plus particulièrement à rétracter, la paroi radialement interne 20a ou radialement externe 20b dans laquelle il est monté. Dans ce mode de réalisation, le passage d’une configuration convergente à une configuration divergente du carénage 3 de nacelle se passe comme décrit précédemment. En revanche, le retour à la position de repos, autrement dit le passage d’une configuration divergente à une configuration convergente du carénage 3 de nacelle est réalisé en désactivant le circuit de chauffe associé au revêtement annulaire chauffant équipant la paroi radialement externe 20b et en activant le circuit de chauffe associé au revêtement annulaire chauffant équipant la paroi radialement interne 20a. Ainsi, la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 se rétracte, ce qui entraine le fléchissement de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 entrainant le déplacement de la section de sortie BF selon une direction radialement externe opposée à la direction représentée par la flèche F2 à la figure 5b et entrainant ainsi une diminution du diamètre externe DBFjusqu’à une valeur minimal DBFcet le retour du carénage 3 de nacelle à une configuration convergente.According to another exemplary embodiment not shown, both the radially inner wall 20a and the radially outer wall 20b of the downstream section 20 are provided with an annular heating coating, each of these annular heating coating being able to be activated by a circuit heater which is specific to it so as to deform, and more particularly to retract, the radially inner wall 20a or radially outer 20b in which it is mounted. In this embodiment, the transition from a convergent configuration to a divergent configuration of the fairing 3 of the nacelle takes place as described above. On the other hand, the return to the rest position, in other words the passage from a divergent configuration to a convergent configuration of the fairing 3 of the nacelle is carried out by deactivating the heating circuit associated with the annular heating coating fitted to the radially outer wall 20b and by activating the heating circuit associated with the annular heating coating fitted to the radially internal wall 20a. Thus, the radially internal wall 20a of the downstream section 20 retracts, which causes the radially external wall 20b of the downstream section 20 to bend, causing the displacement of the outlet section BF in a radially external direction opposite to the direction represented by the arrow F2 in FIG. 5b and thus causing a reduction in the outer diameter D BF down to a minimum value D BFc and the return of the fairing 3 of the nacelle to a convergent configuration.
Le passage de la configuration convergente à la configuration divergente du carénage 3 de nacelle, et inversement, se fait en continu en fonction du courant alimentant le circuit de chauffe, les pontets de rigidification 22 assurant un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 lors des changements de configuration de la section de sortie BF (autrement dit de la section de sortie) du carénage 3 de nacelle.The transition from the convergent configuration to the divergent configuration of the fairing 3 of the nacelle, and vice versa, takes place continuously depending on the current supplying the heating circuit, the stiffening bridges 22 ensuring a substantially constant gap between the radially internal walls 20a and radially outer 20b of the downstream section 20 during configuration changes of the output section BF (in other words of the output section) of the fairing 3 of the nacelle.
Avantageusement, plusieurs circuits de chauffe peuvent être envisagés pour chauffer les revêtements chauffant 23 de sorte à obtenir un réchauffement graduel du revêtement chauffant et ainsi une déformation graduelle des parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval.Advantageously, several heating circuits can be envisaged to heat the heating coatings 23 so as to obtain a gradual heating of the heating coating and thus a gradual deformation of the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section.
Ainsi, le profil aérodynamique de la section de sortie du carénage 3 de nacelle peut avantageusement être optimisé en fonction des contraintes aérodynamiques et mécaniques recherchées selon la phase de fonctionnement de l’aéronef, entre une configuration divergente ou convergente pour former, respectivement, sur son pourtour, un tube de courant divergent ou convergent.Thus, the aerodynamic profile of the exit section of the fairing 3 of the nacelle can advantageously be optimized according to the aerodynamic and mechanical constraints sought according to the operating phase of the aircraft, between a divergent or convergent configuration to form, respectively, on its circumference, a diverging or converging current tube.
Le système propulsif 1, 1’ selon l’invention permet ainsi de pouvoir bénéficier de manière simple et rapide, selon les besoins de l’aéronef, d’un tronçon aval 20 de carénage 3 de nacelle de rotors 2 convergent ou divergent. Le carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, 1’ selon l’invention permet ainsi, par sa forme, sa construction et les matériaux dont il est constitué, d’agir comme un écran acoustique contre le bruit émanant de la rotation des rotors 2, garant d’une meilleure atténuation des émissions acoustiques mais également d’une sécurité accrue des rotors 2 par rapport à d’éventuels obstacles alentours tout en bénéficiant de l’effet de poussée du carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, 1’ utile en vol stationnaire ou à faible vitesse d’avancement.The propulsion system 1, 1′ according to the invention thus makes it possible to be able to benefit simply and quickly, according to the needs of the aircraft, from a downstream section 20 of fairing 3 of nacelle of convergent or divergent rotors 2. The nacelle fairing 3 of the propulsion system 1, 1' according to the invention thus makes it possible, by its shape, its construction and the materials of which it is made, to act as an acoustic screen against the noise emanating from the rotation of the rotors 2 , guaranteeing better attenuation of acoustic emissions but also increased safety of the rotors 2 with respect to possible surrounding obstacles while benefiting from the thrust effect of the fairing 3 of the nacelle of the propulsion system 1, 1' useful hovering or at low forward speed.
Ainsi, un aéronef muni d’un système propulsif 1, 1’ selon l’invention présente l’avantage intéressant de pouvoir disposer, selon les besoins, d’un tronçon aval 20 de carénage 3 de nacelle de rotor divergent ou convergent, la section du carénage 3 de nacelle variant selon les conditions de vol de l’aéronef et les besoins de rendement propulsif de ce dernier, pour des performances aérodynamiques optimales de l’aéronef. Lorsque l’aéronef est dans une phase de vol à une vitesse d’avancement relativement importante, le tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle est en position convergente. Lorsque l’aéronef décolle ou lorsque l’aéronef est dans une phase de vol vertical au dessus d’une surface et que les effets de sol sont importants, le tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle est en position divergente.Thus, an aircraft provided with a propulsion system 1, 1′ according to the invention has the interesting advantage of being able to have, according to requirements, a downstream section 20 of the fairing 3 of the rotor nacelle that diverges or converges, the section of the fairing 3 of the nacelle varying according to the flight conditions of the aircraft and the propulsion efficiency needs of the latter, for optimal aerodynamic performance of the aircraft. When the aircraft is in a phase of flight at a relatively high forward speed, the downstream section 20 of the fairing 3 of the nacelle is in a convergent position. When the aircraft takes off or when the aircraft is in a phase of vertical flight above a surface and the ground effects are significant, the downstream section 20 of the fairing 3 of the nacelle is in a divergent position.
De plus, la possibilité de pouvoir faire varier également le diamètre externe DBAde la section de sortie BA (ou section d’entrée) du carénage 3 de nacelle entre une position neutre et une position convergente permet encore d’améliorer les performances aérodynamiques de l’aéronef.In addition, the possibility of also being able to vary the external diameter D BA of the outlet section BA (or inlet section) of the fairing 3 of the nacelle between a neutral position and a convergent position makes it possible to further improve the aerodynamic performance of the aircraft.
En effet, la combinaison des variations de la section d’entrée et de la section de sortie permet de modifier la veine d’écoulement de l’air du système propulsif à rotor améliorant ainsi considérablement les performances aérodynamiques de l’aéronef.Indeed, the combination of the variations of the inlet section and the outlet section makes it possible to modify the air flow path of the rotor propulsion system, thus considerably improving the aerodynamic performance of the aircraft.
Claims (12)
- un tronçon amont (10) formant une section d’entrée (BA) du carénage (3) de nacelle ;
- un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle ; et
- un tronçon intermédiaire (30) reliant lesdits tronçons amont (10) et aval (20) ;
caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend une paroi radialement interne (20a) et une paroi radialement externe (20b) réalisées dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et en ce qu’elle comporte au moins un circuit de chauffe configuré pour agir sur l’une (20b) au moins des parois (20a, 20b) de sorte à faire varier un diamètre externe (DBF) de la section de sortie (BF) entre un diamètre minimum (DBFc) et un diamètre maximum (DBFd) déterminés.Propulsion system (1, 1') for an aircraft, comprising at least one rotor (2) and a nacelle fairing (3) extending around said at least one rotor (2) with respect to an axis (X) of rotation said rotor (2), this nacelle fairing (3) comprising:
- an upstream section (10) forming an inlet section (BA) of the fairing (3) of the nacelle;
- a downstream section (20) of which a downstream end (21) forms an outlet section (BF) of the fairing (3) of the nacelle; and
- an intermediate section (30) connecting said upstream (10) and downstream (20) sections;
characterized in that the downstream section (20) comprises a radially inner wall (20a) and a radially outer wall (20b) made of a thermo-deformable shape memory material, and in that it comprises at least one heater configured to act on at least one (20b) of the walls (20a, 20b) so as to vary an external diameter (D BF ) of the outlet section (BF) between a minimum diameter (D BFc ) and a maximum diameter (D BFd ) determined.
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