FR3123888A1 - Aircraft comprising at least one turbine engine oriented approximately parallel to a wing spar - Google Patents

Aircraft comprising at least one turbine engine oriented approximately parallel to a wing spar Download PDF

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FR3123888A1
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Abstract

Aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèle ment à un longeron d’une ail e L'invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage (42), au moins une aile (44) de chaque côté du fuselage (42), au moins un ensemble propulseur (46) relié à l’aile (44) comportant chacun une hélice (56), une turbomachine (58) ainsi qu’un système d’accouplement reliant l’hélice (56) et la turbomachine (58). La turbomachine (58) comprend un rotor ainsi qu’au moins une zone d’éjection (78) dans laquelle sont potentiellement éjectés des morceaux de la turbomachine (58) en cas d’incident. Selon une caractéristique de l’invention, la turbomachine (58) est agencée de manière à ce que l’axe de rotation de son rotor forme un angle compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) du fuselage (42). En complément, le système d’accouplement comprend un renvoi d’angle reliant le rotor et l’hélice (56). Ainsi, la zone d’éjection (78) n’interfère pas avec le fuselage (42). Figure 4Aircraft comprising at least one turbomachine oriented approximately parallel to a spar of a wing The subject of the invention is an aircraft comprising a fuselage (42), at least one wing (44) on each side of the fuselage (42), at least one propulsion unit (46) connected to the wing (44) each comprising a propeller (56), a turbomachine (58) and a coupling system connecting the propeller (56) and the turbomachine (58). The turbomachine (58) comprises a rotor as well as at least one ejection zone (78) into which parts of the turbomachine (58) are potentially ejected in the event of an incident. According to one characteristic of the invention, the turbomachine (58) is arranged so that the axis of rotation of its rotor forms an angle of between −45° and +45° with a plane perpendicular to the longitudinal axis ( X) of the fuselage (42). In addition, the coupling system includes a bevel gear connecting the rotor and the propeller (56). Thus, the ejection zone (78) does not interfere with the fuselage (42). Figure 4

Description

Aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèlement à un longeron d’une aileAircraft comprising at least one turbine engine oriented approximately parallel to a wing spar

La présente demande se rapporte à un aéronef comprenant au moins une turbomachine orientée approximativement parallèlement à un longeron d’une aile.The present application relates to an aircraft comprising at least one turbine engine oriented approximately parallel to a spar of a wing.

Selon un mode de réalisation visible sur la , un aéronef comprend un fuselage 10 présentant un axe longitudinal X, des ailes 12 qui s’étendent de part et d’autre du fuselage 10, plusieurs ensembles propulseurs 14 reliés aux ailes 12 et positionnés de part et d’autre du fuselage 10, au moins un réservoir de carburant 16 ainsi que des canalisations 18, 18’ reliant le réservoir de carburant 16 et les ensembles propulseurs 14.According to an embodiment visible on the , an aircraft comprises a fuselage 10 having a longitudinal axis X, wings 12 which extend on either side of the fuselage 10, several propulsion units 14 connected to the wings 12 and positioned on either side of the fuselage 10, at least one fuel tank 16 as well as pipes 18, 18' connecting the fuel tank 16 and the thruster assemblies 14.

Comme illustré sur la , chaque ensemble propulseur 14 comprend une hélice 20, une turbomachine 22 ainsi qu’un système d’accouplement 24 reliant l’hélice 20 et la turbomachine 22. La turbomachine 22 comprend un rotor 26, une entrée d’air 28, au moins un compresseur 30 relié au rotor 26, au moins une chambre de combustion 32, une turbine 34 reliée au rotor 26 et un échappement 36.As illustrated on the , each propulsion unit 14 comprises a propeller 20, a turbomachine 22 as well as a coupling system 24 connecting the propeller 20 and the turbomachine 22. The turbomachine 22 comprises a rotor 26, an air inlet 28, at least one compressor 30 connected to rotor 26, at least one combustion chamber 32, one turbine 34 connected to rotor 26 and an exhaust 36.

L’hélice 20 présente un premier axe de rotation A20. Le rotor 26 présente un deuxième axe de rotation A26. Selon une configuration, les premier et deuxième axes de rotation A20, A26 sont parallèles entre eux et à l’axe longitudinal X de l’aéronef.The propeller 20 has a first axis of rotation A20. The rotor 26 has a second axis of rotation A26. According to one configuration, the first and second axes of rotation A20, A26 are parallel to each other and to the longitudinal axis X of the aircraft.

La turbine 34 présente plusieurs disques positionnés dans des plans perpendiculaires au deuxième axe de rotation A26 dont les morceaux, en cas d’éclatement accidentel, sont éjectés selon des trajectoires comprises dans une zone d’éjection 38 qui s’étend de part et d’autre d’un plan perpendiculaire au deuxième axe de rotation A26.The turbine 34 has several discs positioned in planes perpendicular to the second axis of rotation A26, the pieces of which, in the event of accidental bursting, are ejected along trajectories included in an ejection zone 38 which extends on both sides. another from a plane perpendicular to the second axis of rotation A26.

Comme illustré sur la , cette zone d’éjection 38 interfère avec la zone de jonction des ailes 12 et du fuselage 10 ainsi qu’avec une partie de ce dernier.As illustrated on the , this ejection zone 38 interferes with the junction zone of the wings 12 and the fuselage 10 as well as with a part of the latter.

Pour des raisons de sécurité, les réservoirs de carburant 16 ainsi que les canalisations 18, 18’ doivent être situés en dehors de cette zone d’éjection 38. Cette contrainte réduit fortement les possibilités d’implantation des réservoirs de carburant 16.For safety reasons, the fuel tanks 16 as well as the pipes 18, 18' must be located outside this ejection zone 38. This constraint greatly reduces the possibilities of installing the fuel tanks 16.

La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur.The present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art.

A cet effet, l’invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage s’étendant selon un axe longitudinal, au moins une aile de chaque côté du fuselage ainsi qu’au moins un ensemble propulseur fixé à chaque aile, chaque aile présentant au moins un longeron avant s’étendant selon un axe sécant à l’axe longitudinal et de manière identique de chaque côté du fuselage ; chaque ensemble propulseur comportant une hélice, une turbomachine ainsi qu’un système d’accouplement reliant l’hélice et la turbomachine, l’hélice présentant un premier axe de rotation parallèle à l’axe longitudinal, la turbomachine comprenant un rotor, au moins une entrée d’air, au moins un compresseur relié au rotor, au moins une chambre de combustion, au moins une turbine reliée au rotor, au moins un échappement, le rotor présentant un deuxième axe de rotation.To this end, the subject of the invention is an aircraft comprising a fuselage extending along a longitudinal axis, at least one wing on each side of the fuselage as well as at least one propulsion unit fixed to each wing, each wing having at least a front spar extending along an axis secant to the longitudinal axis and identically on each side of the fuselage; each propulsion unit comprising a propeller, a turbomachine and a coupling system connecting the propeller and the turbomachine, the propeller having a first axis of rotation parallel to the longitudinal axis, the turbomachine comprising a rotor, at least one air inlet, at least one compressor connected to the rotor, at least one combustion chamber, at least one turbine connected to the rotor, at least one exhaust, the rotor having a second axis of rotation.

Selon l’invention, le deuxième axe de rotation forme un angle compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, le système d’accouplement comprenant un renvoi d’angle reliant le rotor et l’hélice.According to the invention, the second axis of rotation forms an angle comprised between -45° and +45° with a plane perpendicular to the longitudinal axis, the coupling system comprising a bevel gear connecting the rotor and the propeller .

Selon cette solution, la zone d’éjection de chaque ensemble propulseur n’interfère pas avec le fuselage. Ainsi, les réservoirs de carburant peuvent être positionnés sur toute la longueur du fuselage, au niveau des ailes, à proximité du fuselage ou aux extrémités des ailes.According to this solution, the ejection zone of each propulsion unit does not interfere with the fuselage. Thus, the fuel tanks can be positioned over the entire length of the fuselage, at the level of the wings, close to the fuselage or at the ends of the wings.

Selon une autre caractéristique, le deuxième axe de rotation de la turbomachine d’un ensemble propulseur est parallèle au longeron avant de l’aile à laquelle est fixé l’ensemble propulseur.According to another characteristic, the second axis of rotation of the turbomachine of a power unit is parallel to the front spar of the wing to which the power unit is attached.

Selon une autre caractéristique, l’hélice d’un ensemble propulseur comprend un moyeu espacé de l’aile sur laquelle est fixé l’ensemble propulseur et le système d’accouplement comprend un boîtier dans lequel est positionné le renvoi d’angle, situé au droit du longeron avant de l’aile ainsi qu’un arbre de transmission reliant le renvoi d’angle et le moyeu.According to another characteristic, the propeller of a thruster assembly comprises a hub spaced from the wing on which the thruster assembly is fixed and the coupling system comprises a housing in which the bevel transmission is positioned, located at the right of the front spar of the wing as well as a transmission shaft connecting the angle transmission and the hub.

Selon une autre caractéristique, le système d’accouplement comprend un boîtier de vitesse reliant l’arbre de transmission et le moyeu de l’hélice. En complément, chaque ensemble propulseur comprend une structure présentant une première extrémité reliée à l’aile ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse.According to another characteristic, the coupling system comprises a gearbox connecting the transmission shaft and the hub of the propeller. In addition, each propulsion unit comprises a structure having a first end connected to the wing and a second end connected to the gearbox.

Selon une autre caractéristique, la turbomachine comprend au moins un corps et l’ensemble propulseur comprend au moins une attache-voilure reliant le corps de la turbomachine et le longeron avant de l’aile.According to another characteristic, the turbomachine comprises at least one body and the propulsion assembly comprises at least one wing attachment connecting the body of the turbomachine and the front spar of the wing.

Selon une autre caractéristique, l’ensemble propulseur comprend une première attache-voilure reliant le corps de la turbomachine et le longeron avant de l’aile ainsi qu’une deuxième attache-voilure reliant le système d’accouplement et le longeron avant de l’aile.According to another characteristic, the propulsion assembly comprises a first wing attachment connecting the body of the turbomachine and the front spar of the wing as well as a second wing attachment connecting the coupling system and the front spar of the wing.

Selon une autre caractéristique, la première attache-voilure comprend une première partie solidaire de l’aile, une deuxième partie solidaire du corps de la turbomachine ainsi que deux biellettes présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante à la première partie et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante à la deuxième partie, les première et deuxième articulations pivotantes présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation.According to another characteristic, the first wing attachment comprises a first part secured to the wing, a second part secured to the body of the turbomachine as well as two connecting rods each having a first end connected by a first pivoting joint to the first part and a second end connected by a second pivoting joint to the second part, the first and second pivoting joints having pivot axes parallel to each other and to the second axis of rotation.

Selon une autre caractéristique, la deuxième attache-voilure comprend une première partie solidaire de l’aile, une deuxième partie solidaire du système d’accouplement ainsi que deux biellettes présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante à la première partie et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante à la deuxième partie, les première et deuxième articulations pivotantes présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation.According to another characteristic, the second wing attachment comprises a first part secured to the wing, a second part secured to the coupling system as well as two connecting rods each having a first end connected by a first pivoting joint to the first part and a second end connected by a second pivoting joint to the second part, the first and second pivoting joints having pivot axes parallel to each other and perpendicular to the second axis of rotation.

Selon une autre caractéristique, chaque ensemble propulseur comprend un carénage enveloppant la turbomachine ainsi que le système d’accouplement. En complément, l’entrée d’air comprend un premier conduit qui présente au moins un coude, une première extrémité débouchant au niveau du carénage, orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au corps de la turbomachine.According to another characteristic, each propulsion unit comprises a fairing enveloping the turbomachine as well as the coupling system. In addition, the air inlet comprises a first duct which has at least one elbow, a first end emerging at the level of the fairing, oriented forwards and approximately parallel to the longitudinal axis as well as a second end connected to the body of the turbomachine.

Selon une autre caractéristique, l’échappement comprend un deuxième conduit qui présente au moins un coude, une première extrémité reliée au corps de la turbomachine ainsi qu’une deuxième extrémité débouchant au niveau du carénage, orientée vers l’arrière et parallèle à l’axe longitudinal.According to another characteristic, the exhaust comprises a second duct which has at least one elbow, a first end connected to the body of the turbomachine as well as a second end emerging at the level of the fairing, facing rearward and parallel to the longitudinal axis.

D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l’invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the description of the invention which follows, description given by way of example only, with regard to the appended drawings, among which:

est une vue de dessus schématique d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur, is a schematic top view of an aircraft illustrating an embodiment of the prior art,

est une représentation schématique d’un ensemble propulseur illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur, is a schematic representation of a thruster assembly illustrating an embodiment of the prior art,

est une vue en perspective d’un aéronef, is a perspective view of an aircraft,

est une vue de dessus schématique d’un aéronef illustrant un mode de réalisation de l’invention, is a schematic top view of an aircraft illustrating an embodiment of the invention,

est une vue de dessus schématique d’un ensemble propulseur illustrant un mode de réalisation de l’invention, is a schematic top view of a thruster assembly illustrating an embodiment of the invention,

est une vue de dessous d’un ensemble propulseur sans carénage illustrant un mode de réalisation de l’invention, is a bottom view of a hullless thruster assembly illustrating one embodiment of the invention,

est une vue de dessous de l’ensemble propulseur visible sur la avec un carénage, is a bottom view of the thruster assembly visible on the with a fairing,

est une vue en perspective d’un ensemble propulseur sans carénage illustrant un mode de réalisation de l’invention, is a perspective view of a hullless thruster assembly illustrating one embodiment of the invention,

est une vue en perspective d’un système de liaison reliant un ensemble propulseur et une aile illustrant un mode de réalisation de l’invention, et is a perspective view of a linkage system connecting a thruster assembly and a wing illustrating one embodiment of the invention, and

est une vue en perspective illustrant en détails le système de liaison visible sur la . is a perspective view illustrating in detail the link system visible on the .

Sur les figures 3 et 4, un aéronef 40 comprend un fuselage 42 qui s’étend entre des pointes avant et arrière 42.1, 42.2, au moins une aile 44 de chaque côté du fuselage, chacune reliée au fuselage 42, au moins un ensemble propulseur 46 fixé à chaque aile 44 et positionnés de part et d’autre du fuselage 42, au moins un réservoir de carburant 48 ainsi qu’au moins une canalisation de carburant 50 reliant chaque ensemble propulseur 46 à un réservoir de carburant 48.In FIGS. 3 and 4, an aircraft 40 comprises a fuselage 42 which extends between front and rear tips 42.1, 42.2, at least one wing 44 on each side of the fuselage, each connected to the fuselage 42, at least one propulsion unit 46 attached to each wing 44 and positioned on either side of the fuselage 42, at least one fuel tank 48 and at least one fuel line 50 connecting each thruster assembly 46 to a fuel tank 48.

Selon une application, l’aéronef 40 fonctionne à l’hydrogène, le réservoir de carburant 48 est configuré pour stocker de l’hydrogène et les canalisations de carburant 50 sont configurées pour canaliser de l’hydrogène. Les ensembles propulseurs sont de type turbopropulseur.According to one application, the aircraft 40 runs on hydrogen, the fuel tank 48 is configured to store hydrogen and the fuel lines 50 are configured to channel hydrogen. The propulsion units are of the turboprop type.

Le fuselage 42 présente un axe longitudinal X reliant les pointes avant et arrière 42.1, 42.2. Les termes avant et arrière font référence au sens d’écoulement de l’air à l’extérieur de l’aéronef en vol qui s’écoule de l’avant vers l’arrière.The fuselage 42 has a longitudinal axis X connecting the front and rear tips 42.1, 42.2. The terms forward and aft refer to the direction of airflow outside the aircraft in flight that flows from front to back.

Chaque aile 44 présente au moins un bord d’attaque 44.1 ains qu’au moins un bord de fuite 44.2. Selon un mode de réalisation, sur le plan structurel, chaque aile 44 comprend au moins un longeron avant 52.1 approximativement parallèle au bord d’attaque 44.1, au moins un longeron arrière 52.2 approximativement parallèle au bord de fuite 44.2 ainsi que plusieurs cadres 54 reliant les longerons avant et arrière 52.1, 52.2. Les autres éléments de l’aile 44 ne sont pas plus décrits car ils sont connus de l’homme du métier.Each wing 44 has at least one leading edge 44.1 and at least one trailing edge 44.2. According to one embodiment, structurally, each wing 44 comprises at least one front spar 52.1 approximately parallel to the leading edge 44.1, at least one rear spar 52.2 approximately parallel to the trailing edge 44.2 as well as several frames 54 connecting the front and rear side members 52.1, 52.2. The other elements of the wing 44 are not further described because they are known to those skilled in the art.

A titre indicatif, le longeron avant 52.1 s’étend selon un axe S sécant à l’axe longitudinal X, identique de chaque côté du fuselage, formant un angle compris entre 60° et 90° avec l’axe longitudinal X.As an indication, the front spar 52.1 extends along an axis S secant to the longitudinal axis X, identical on each side of the fuselage, forming an angle of between 60° and 90° with the longitudinal axis X.

Comme illustré sur la , chaque ensemble propulseur 46 comprend une hélice 56, une turbomachine 58 ainsi qu’un système d’accouplement 60 reliant l’hélice 56 et la turbomachine 58. La turbomachine 58 comprend un rotor 62, au moins une entrée d’air 64, au moins un compresseur 66 relié au rotor 62, au moins une chambre de combustion 68, au moins une turbine 70 reliée au rotor 62 ainsi qu’au moins un échappement 72.As illustrated on the , each propulsion unit 46 comprises a propeller 56, a turbomachine 58 as well as a coupling system 60 connecting the propeller 56 and the turbomachine 58. The turbomachine 58 comprises a rotor 62, at least one air inlet 64, at the least one compressor 66 connected to rotor 62, at least one combustion chamber 68, at least one turbine 70 connected to rotor 62 and at least one exhaust 72.

L’hélice 56 comprend un moyeu 74 présentant un premier axe de rotation A74 parallèle à l’axe longitudinal X ainsi que des pales 76 reliées au moyeu 74.The propeller 56 comprises a hub 74 having a first axis of rotation A74 parallel to the longitudinal axis X as well as blades 76 connected to the hub 74.

Le rotor 62 présente un deuxième axe de rotation A62.The rotor 62 has a second axis of rotation A62.

La turbine 70 présente plusieurs disques positionnés dans des plans perpendiculaires au deuxième axe de rotation A62. La turbomachine 58 comprend au moins une zone d’éjection 78 dans laquelle sont potentiellement éjectés des morceaux de la turbomachine comme les disques de la turbine 70 ou des morceaux de disque par exemple, en cas d’éclatement accidentel. Cette zone d’éjection 78 s’étend de part et d’autre d’un plan perpendiculaire au deuxième axe de rotation A62.The turbine 70 has several discs positioned in planes perpendicular to the second axis of rotation A62. The turbomachine 58 comprises at least one ejection zone 78 into which pieces of the turbomachine such as the disks of the turbine 70 or pieces of disk, for example, are potentially ejected in the event of accidental bursting. This ejection zone 78 extends on either side of a plane perpendicular to the second axis of rotation A62.

Selon une caractéristique de l’invention, le deuxième axe de rotation A62 forme un angle α compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Cet angle α est tel que la zone d’éjection 78 de chaque ensemble propulseur 46 n’interfère pas avec le fuselage 42, comme illustré sur la . Ainsi, les réservoirs de carburant 48 peuvent être positionnés sur toute la longueur du fuselage 42, au niveau des ailes 44, à proximité du fuselage 42 ou aux extrémités des ailes 44.According to a characteristic of the invention, the second axis of rotation A62 forms an angle α comprised between −45° and +45° with a plane perpendicular to the longitudinal axis X. This angle α is such that the ejection zone 78 of each propulsion unit 46 does not interfere with the fuselage 42, as illustrated in the . Thus, the fuel tanks 48 can be positioned over the entire length of the fuselage 42, at the level of the wings 44, close to the fuselage 42 or at the ends of the wings 44.

Cet agencement permet d’élargir les possibilités en matière d’implantation des réservoirs de carburant 48 et des canalisations de carburant 50.This arrangement makes it possible to widen the possibilities in terms of the location of the fuel tanks 48 and the fuel lines 50.

Selon un mode de réalisation, le deuxième axe de rotation A62 est parallèle au longeron avant 52.1 de l’aile 44, positionné à l’aplomb et au-dessous dudit longeron avant 52.1.According to one embodiment, the second axis of rotation A62 is parallel to the front spar 52.1 of the wing 44, positioned directly above and below said front spar 52.1.

Le deuxième axe de rotation A62 du rotor 62 de la turbomachine 58 n’étant pas parallèle au premier axe de rotation A74 de l’hélice 56, le système d’accouplement 60 comprend un renvoi d’angle 80 pour relier le rotor 62 et l’hélice 56. Selon un mode de réalisation, le système d’accouplement 60 comprend également un réducteur.The second axis of rotation A62 of the rotor 62 of the turbomachine 58 not being parallel to the first axis of rotation A74 of the propeller 56, the coupling system 60 comprises a bevel gear 80 to connect the rotor 62 and the propeller 56. According to one embodiment, the coupling system 60 also comprises a reducer.

Selon une configuration, le moyeu 74 de l’hélice 56 est espacé vers l’avant par rapport au bord d’attaque de 44.1 de l’aile 44.In one configuration, hub 74 of propeller 56 is spaced forward of leading edge 44.1 of wing 44.

Selon cette configuration, le système d’accouplement 60 comprend un boîtier 82 dans lequel est positionné le renvoi d’angle 80, positionné au droit du longeron avant 52.1 de l’aile 44 ainsi qu’un arbre de transmission 84 reliant le renvoi d’angle 80 et le moyeu 74.According to this configuration, the coupling system 60 comprises a housing 82 in which the bevel gear 80 is positioned, positioned in line with the front spar 52.1 of the wing 44, as well as a transmission shaft 84 connecting the bevel gear. angle 80 and the hub 74.

Le système d’accouplement 60 comprend un boîtier de vitesse 86 reliant l’arbre de transmission 84 et le moyeu 74, comme illustré sur les figures 6 et 7.The coupling system 60 includes a gearbox 86 connecting the transmission shaft 84 and the hub 74, as illustrated in figures 6 and 7.

L’ensemble propulseur 46 comprend une structure 88 reliant l’aile 44 et l’hélice 56. Selon un mode de réalisation visible sur les figures 6 et 7, cette structure 88 a une forme en caisson. Selon un autre mode de réalisation visible sur les figures 8 à 10, la structure 88 est une structure mécanosoudée.The thruster assembly 46 includes a structure 88 connecting the wing 44 and the propeller 56. According to one embodiment visible in Figures 6 and 7, this structure 88 has a box shape. According to another embodiment visible in Figures 8 to 10, the structure 88 is a mechanically welded structure.

Cette structure 88 comprend une première extrémité reliée par au moins une fixation 90 à l’aile 44 ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse 86.This structure 88 comprises a first end connected by at least one attachment 90 to the wing 44 as well as a second end connected to the gearbox 86.

La turbomachine 58 comprend au moins un corps 92 dans lequel sont positionnés le rotor 62, le (ou les) compresseur(s) 66, la (ou les) chambre(s) de combustion 68 et la (ou les) turbine(s) 70.The turbomachine 58 comprises at least one body 92 in which are positioned the rotor 62, the compressor(s) 66, the combustion chamber(s) 68 and the turbine(s) 70.

Selon un mode de réalisation visible sur la , la turbomachine 58 comprend un premier corps 92 dans lequel sont positionnés un tronçon du rotor 62 et le (ou les) compresseur(s) 66 ainsi qu’un deuxième corps 92’ dans lequel sont positionnés un tronçon du rotor 62, la (ou les) turbine(s) 70 et la (ou les) chambre(s) de combustion 68, les premier et deuxième corps 92, 92’ étant positionnés de part et d’autre du système d’accouplement 60 et plus particulièrement de son boîtier 82.According to an embodiment visible on the , the turbomachine 58 comprises a first body 92 in which are positioned a section of the rotor 62 and the compressor(s) 66 as well as a second body 92' in which are positioned a section of the rotor 62, the (or the) turbine(s) 70 and the combustion chamber(s) 68, the first and second bodies 92, 92' being positioned on either side of the coupling system 60 and more particularly of its casing 82.

Selon d’autres modes de réalisation visibles sur les figures 6 à 10, la turbomachine 58 comprend un unique corps 92, approximativement cylindrique, dans lequel sont positionnés le rotor 62, le (ou les) compresseur(s) 66, la (ou les) chambre(s) de combustion 68 et la (ou les) turbine(s) 70.According to other embodiments visible in FIGS. 6 to 10, the turbomachine 58 comprises a single body 92, approximately cylindrical, in which are positioned the rotor 62, the compressor(s) 66, the ) combustion chamber(s) 68 and the turbine(s) 70.

L’ensemble propulseur 46 comprend au moins une attache-voilure 94 reliant le corps 92 de la turbomachine 58 au longeron avant 52.1 de l’aile 44 et éventuellement à un cadre 54 de l’aile 44. Ainsi, le corps 92 de la turbomachine 58 est suspendu sous le longeron avant 52.1 de l’aile 44.The thruster assembly 46 comprises at least one wing attachment 94 connecting the body 92 of the turbomachine 58 to the front spar 52.1 of the wing 44 and possibly to a frame 54 of the wing 44. Thus, the body 92 of the turbomachine 58 is suspended under the front spar 52.1 of the wing 44.

Selon un mode de réalisation visible sur les figures 8 à 10, l’ensemble propulseur 46 comprend une première attache-voilure 94 reliant le corps 92 de la turbomachine 58 au longeron avant 52.1 de l’aile 44 ainsi qu’une deuxième attache-voilure 94’ reliant le boîtier 82 du système d’accouplement 60 au longeron avant 52.1 de l’aile 44.According to one embodiment visible in Figures 8 to 10, the thruster assembly 46 comprises a first wing attachment 94 connecting the body 92 of the turbomachine 58 to the front spar 52.1 of the wing 44 as well as a second wing attachment 94' connecting the housing 82 of the coupling system 60 to the front spar 52.1 of the wing 44.

Selon un mode de réalisation visible en détails sur la , la première attache-voilure 94 comprend une première partie 96 solidaire de l’aile 44, une deuxième partie 98 solidaire du corps 92 de la turbomachine 58 ainsi que deux biellettes 100, 100’ qui présentent chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante 100.1 à la première partie 96 et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante 100.2 à la deuxième partie 98. Selon une configuration, les première et deuxième articulations pivotantes 100.1, 100.2 présentent des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation A62.According to an embodiment visible in detail on the , the first wing attachment 94 comprises a first part 96 secured to the wing 44, a second part 98 secured to the body 92 of the turbomachine 58 as well as two connecting rods 100, 100' each having a first end connected by a first articulation pivoting 100.1 to the first part 96 and a second end connected by a second pivoting joint 100.2 to the second part 98. According to one configuration, the first and second pivoting joints 100.1, 100.2 have pivot axes parallel to each other and to the second axis of rotation A62.

La deuxième attache-voilure 94’ comprend une première partie 102 solidaire de l’aile 44, une deuxième partie 104 solidaire du boîtier 82 du système d’accouplement 60 ainsi que deux biellettes 106, 106’ qui présentent chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante 106.1 à la première partie 102 et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante 106.2 à la deuxième partie 104. Selon une configuration, les première et deuxième articulations pivotantes 106.1, 106.2 présentent des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation A62.The second wing attachment 94' comprises a first part 102 secured to the wing 44, a second part 104 secured to the housing 82 of the coupling system 60 as well as two connecting rods 106, 106' which each have a first end connected by a first pivoting joint 106.1 to the first part 102 and a second end connected by a second pivoting joint 106.2 to the second part 104. According to one configuration, the first and second pivoting joints 106.1, 106.2 have pivot axes parallel to each other and perpendicular to the second axis of rotation A62.

L’ensemble propulseur 46 comprend un carénage 108 enveloppant la turbomachine 58 ainsi que le système d’accouplement 60.The propulsion unit 46 comprises a fairing 108 enveloping the turbomachine 58 as well as the coupling system 60.

Selon un mode de réalisation, l’entrée d’air 64 comprend un premier conduit 110 qui présent au moins un coude, une première extrémité 110.1 débouchant au niveau du carénage 108, orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal X ainsi qu’une deuxième extrémité 110.2 reliée au corps 92 de la turbomachine 58.According to one embodiment, the air inlet 64 comprises a first duct 110 which has at least one elbow, a first end 110.1 emerging at the level of the fairing 108, oriented forwards and approximately parallel to the longitudinal axis X as well as a second end 110.2 connected to the body 92 of the turbomachine 58.

Selon un mode de réalisation, l’échappement 72 comprend un deuxième conduit 112 qui présente au moins un coude, une première extrémité 112.1 reliée au corps 92 de la turbomachine 58 ainsi qu’une deuxième extrémité 112.2 débouchant au niveau du carénage 108, orientée vers l’arrière et approximativement parallèle à l’axe longitudinal X.According to one embodiment, the exhaust 72 comprises a second duct 112 which has at least one elbow, a first end 112.1 connected to the body 92 of the turbomachine 58 as well as a second end 112.2 emerging at the level of the fairing 108, oriented towards rear and approximately parallel to the longitudinal axis X.

Claims (10)

Aéronef comprenant un fuselage (42) s’étendant selon un axe longitudinal (X), au moins une aile (44) de chaque côté du fuselage (42) ainsi qu’au moins un ensemble propulseur (46) fixé à chaque aile (44), chaque aile (44) présentant au moins un longeron avant (52.1) s’étendant selon un axe (S) sécant à l’axe longitudinal (X) et de manière identique de chaque côté du fuselage ; chaque ensemble propulseur (46) comportant une hélice (56), une turbomachine (58) ainsi qu’un système d’accouplement (60) reliant l’hélice (56) et la turbomachine (58), l’hélice (56) présentant un premier axe de rotation (A74) parallèle à l’axe longitudinal (X), la turbomachine (58) comprenant un rotor (62), au moins une entrée d’air (64), au moins un compresseur (66) relié au rotor (62), au moins une chambre de combustion (68), au moins une turbine (70) reliée au rotor (62), au moins un échappement (72), le rotor (62) présentant un deuxième axe de rotation (A62) ; caractérisé en ce que le deuxième axe de rotation (A62) forme un angle (α) compris entre -45° et + 45° avec un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et en ce que le système d’accouplement (60) comprend un renvoi d’angle (80) reliant le rotor (62) et l’hélice (56).Aircraft comprising a fuselage (42) extending along a longitudinal axis (X), at least one wing (44) on each side of the fuselage (42) and at least one propulsion unit (46) attached to each wing (44 ), each wing (44) having at least one front spar (52.1) extending along an axis (S) secant to the longitudinal axis (X) and identically on each side of the fuselage; each propulsion unit (46) comprising a propeller (56), a turbomachine (58) as well as a coupling system (60) connecting the propeller (56) and the turbomachine (58), the propeller (56) having a first axis of rotation (A74) parallel to the longitudinal axis (X), the turbomachine (58) comprising a rotor (62), at least one air inlet (64), at least one compressor (66) connected to the rotor (62), at least one combustion chamber (68), at least one turbine (70) connected to the rotor (62), at least one exhaust (72), the rotor (62) having a second axis of rotation (A62 ); characterized in that the second axis of rotation (A62) forms an angle (α) comprised between -45° and + 45° with a plane perpendicular to the longitudinal axis (X) and in that the coupling system (60 ) comprises a bevel gear (80) connecting the rotor (62) and the propeller (56). Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que le deuxième axe de rotation (A62) de la turbomachine (58) d’un ensemble propulseur (46) est parallèle au longeron avant (52.1) de l’aile (44) à laquelle est fixé l’ensemble propulseur.Aircraft according to Claim 1, characterized in that the second axis of rotation (A62) of the turbomachine (58) of a propulsion unit (46) is parallel to the front spar (52.1) of the wing (44) to which is fixed the thruster assembly. Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’hélice (56) d’un ensemble propulseur (46) comprend un moyeu (74) espacé de l’aile (44) sur laquelle est fixé l’ensemble propulseur et en ce que le système d’accouplement (60) comprend un boîtier (82) dans lequel est positionné le renvoi d’angle (80), positionné au droit du longeron avant (52.1) de ladite aile (44), ainsi qu’un arbre de transmission (84) reliant le renvoi d’angle (80) et le moyeu (74).Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the propeller (56) of a propulsion assembly (46) comprises a hub (74) spaced from the wing (44) on which the propulsion assembly is fixed and in that the coupling system (60) comprises a casing (82) in which the bevel transmission (80) is positioned, positioned in line with the front spar (52.1) of the said wing (44), as well as a transmission shaft (84) connecting the angle transmission (80) and the hub (74). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le système d’accouplement (60) comprend un boîtier de vitesse (86) reliant l’arbre de transmission (84) et le moyeu (74) de l’hélice (56) et en ce que chaque ensemble propulseur (46) comprend une structure (88) présentant une première extrémité reliée à l’aile (44) ainsi qu’une deuxième extrémité reliée au boîtier de vitesse (86).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the coupling system (60) comprises a gearbox (86) connecting the transmission shaft (84) and the hub (74) of the propeller (56) and in that each propulsion assembly (46) comprises a structure (88) having a first end connected to the wing (44) and a second end connected to the gearbox (86). Aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine (58) comprend au moins un corps (92) et en ce que l’ensemble propulseur (46) comprend au moins une attache-voilure (94) reliant le corps (92) de la turbomachine (58) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44).Aircraft according to one of the preceding claims, characterized in that the turbomachine (58) comprises at least one body (92) and in that the propulsion assembly (46) comprises at least one wing attachment (94) connecting the body (92) of the turbomachine (58) and the front spar (52.1) of the wing (44). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’ensemble propulseur (46) comprend une première attache-voilure (94) reliant le corps (92) de la turbomachine (58) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44) ainsi qu’une deuxième attache-voilure (94’) reliant le système d’accouplement (60) et le longeron avant (52.1) de l’aile (44).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the propulsion assembly (46) comprises a first wing attachment (94) connecting the body (92) of the turbomachine (58) and the front spar (52.1) of the wing ( 44) as well as a second wing attachment (94') connecting the coupling system (60) and the front spar (52.1) of the wing (44). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première attache-voilure (94) comprend une première partie (96) solidaire de l’aile (44), une deuxième partie (98) solidaire du corps (92) de la turbomachine (58) ainsi que deux biellettes (100, 100’) présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante (100.1) à la première partie (96) et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante (100.2) à la deuxième partie (98), les première et deuxième articulations pivotantes (100.1, 100.2) présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et au deuxième axe de rotation (A62).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the first wing attachment (94) comprises a first part (96) integral with the wing (44), a second part (98) integral with the body (92) of the turbomachine ( 58) as well as two links (100, 100') each having a first end connected by a first pivoting joint (100.1) to the first part (96) and a second end connected by a second pivoting joint (100.2) to the second part (98), the first and second pivot joints (100.1, 100.2) having pivot axes parallel to each other and to the second rotation axis (A62). Aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que la deuxième attache-voilure (94’) comprend une première partie (102) solidaire de l’aile (44), une deuxième partie (104) solidaire du système d’accouplement (60) ainsi que deux biellettes (106, 106’) présentant chacune une première extrémité reliée par une première articulation pivotante (106.1) à la première partie (102) et une deuxième extrémité reliée par une deuxième articulation pivotante (106.2) à la deuxième partie (104), les première et deuxième articulations pivotantes (106.1, 106.2) présentant des axes de pivotement parallèles entre eux et perpendiculaires au deuxième axe de rotation (A62).Aircraft according to Claim 6 or 7, characterized in that the second wing attachment (94') comprises a first part (102) integral with the wing (44), a second part (104) integral with the coupling system ( 60) as well as two connecting rods (106, 106') each having a first end connected by a first pivoting joint (106.1) to the first part (102) and a second end connected by a second pivoting joint (106.2) to the second part (104), the first and second pivot joints (106.1, 106.2) having pivot axes parallel to each other and perpendicular to the second axis of rotation (A62). Aéronef selon l’une des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que chaque ensemble propulseur (46) comprend un carénage (108) enveloppant la turbomachine (58) ainsi que le système d’accouplement (60) et en ce que l’entrée d’air (64) comprend un premier conduit (110) qui présente au moins un coude, une première extrémité (110.1) débouchant au niveau du carénage (108), orientée vers l’avant et approximativement parallèle à l’axe longitudinal (X), ainsi qu’une deuxième extrémité (110.2) reliée au corps (92) de la turbomachine (58).Aircraft according to one of Claims 5 to 8, characterized in that each propulsion unit (46) comprises a fairing (108) enveloping the turbomachine (58) as well as the coupling system (60) and in that the inlet air vent (64) comprises a first duct (110) which has at least one elbow, a first end (110.1) emerging at the level of the fairing (108), oriented forwards and approximately parallel to the longitudinal axis (X ), as well as a second end (110.2) connected to the body (92) of the turbine engine (58). Aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’échappement (72) comprend un deuxième conduit (112) qui présente au moins un coude, une première extrémité (112.1) reliée au corps (92) de la turbomachine (58) ainsi qu’une deuxième extrémité (112.2) débouchant au niveau du carénage (108), orientée vers l’arrière et parallèle à l’axe longitudinal (X).Aircraft according to the preceding claim, characterized in that the exhaust (72) comprises a second duct (112) which has at least one elbow, a first end (112.1) connected to the body (92) of the turbomachine (58) as well as a second end (112.2) emerging at the level of the fairing (108), oriented towards the rear and parallel to the longitudinal axis (X).
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