FR3135703A1 - Procede de controle actif d’interaction sillage-nacelle et aeronef correspondant - Google Patents

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Andrew Turnbull
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Sébastien DUPLAA
Xavier CARBONNEAU
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Safran SA
Institut Superieur de lAeronautique et de lEspace
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Abstract

PROCEDE DE CONTROLE ACTIF D’INTERACTION SILLAGE-NACELLE ET AERONEF CORRESPONDANT L’invention concerne un procédé de mise en œuvre d’un aéronef à voilure fixe, l’aéronef comprenant un fuselage, deux ailes (6) générant chacune un sillage (20) et disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un volet (8), et deux groupes propulsifs (10) disposés respectivement en aval et à distance de chaque aile, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle (12) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure (18) s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile, la paroi inférieure ayant une surface inférieure (18.1), remarquable en ce que ledit procédé comprend une phase de vol de l’aéronef lors de laquelle le volet est pivoté d’une première position dans laquelle le sillage est à distance de la surface inférieure, vers une deuxième position (B) dans laquelle le sillage est en contact avec la surface inférieure. (Figure à publier avec l'abrégé : Figure 5)

Description

PROCEDE DE CONTROLE ACTIF D’INTERACTION SILLAGE-NACELLE ET AERONEF CORRESPONDANT
La présente demande concerne le domaine des aéronefs à voilure fixe et leur mise en œuvre.
 Art antérieur
Le document WO 2021/074516 A1 initie une architecture d’aéronef moderne dans laquelle deux nacelles oblongues et portantes sont agencées de part et d’autre du fuselage. Chaque nacelle intègre plusieurs soufflantes mues en rotation par une turbine à gaz, elle-même alimentée en gaz par un compresseur.
Cette conception prévoit le positionnement d’une paroi inférieure de la nacelle dans le prolongement de la voilure fixe de l’aéronef. Dans cette configuration, l’aile génère un sillage qui interagit avec la nacelle et fait contact avec sa surface inférieure en conditions normales de vol de l’aéronef, cette interaction sera désignée dans la présente demande par « interaction sillage-nacelle », ou « WWNI » (acronyme du nom anglais « Wing wake nacelle interaction »). La WWNI permet de réduire la traînée aérodynamique et d’augmenter la portance de l’avion, résultant en une diminution de la consommation de carburant.
Toutefois, la position du sillage de l’aile varie en fonction de l’incidence du flux d’air sur l’aile et également en fonction du niveau de la poussée générée par l’aéronef. Ces variations induisent un déplacement de la position du sillage par rapport à la surface inférieure. Les décalages verticaux de la position du sillage génèrent une forte augmentation de la traînée de nacelle.
A cet égard, l’architecture d’aéronef initiée par le document WO 2021/074516 A1 offre une marge d’amélioration afin de pallier le phénomène de déplacement vertical du sillage et de conserver la WWNI pour toutes les conditions de vol de l’aéronef.
La présente invention a pour objectif de proposer un aéronef et un procédé attenant, permettant de conserver l’interaction sillage-nacelle (WWNI) de l’état de l’art dans toutes les conditions de vol de l’aéronef, de manière à éviter un éloignement du sillage de l’aile par rapport à la surface inférieure de la nacelle, et de garder ledit sillage en contact avec la surface inférieure de manière permanente, conservant ainsi une faible traînée et une portance accrue de l’aéronef.
L’invention a pour objet un procédé de mise en œuvre d’un aéronef à voilure fixe, l’aéronef comprenant un fuselage, deux ailes générant chacune un sillage et disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un volet, et deux groupes propulsifs disposés respectivement en aval et à distance de chaque aile, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile, la paroi inférieure ayant une surface inférieure, le procédé étant remarquable en ce qu’il comprend une phase de vol de l’aéronef lors de laquelle le volet est pivoté d’une première position dans laquelle le sillage est à distance de la surface inférieure, vers une deuxième position dans laquelle le sillage est en contact avec la surface inférieure.
Le profil de la nacelle n’est pas de forme sensiblement circulaire mais est plutôt de forme oblongue, la nacelle accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales. Les parois supérieure et inférieure de la nacelle sont portantes.
La direction principale de circulation du flux d’air dans la nacelle est sensiblement parallèle à l’axe longitudinal de l’aéronef.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la première position diffère de la deuxième position d’un angle de déflection compris entre 0.5° et 7°. Plus préférentiellement, l’angle de déflection est inférieur à 5°.
De préférence, dans la première position, l’angle de déflection du volet pivotant est nul par rapport à un axe de référence qui peut être parallèle à l’axe longitudinal de la turbomachine. L’angle de déflection est mesuré entre le volet et l’axe de référence. Cette première position peut correspondre à une phase de vol de croisière.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, le volet pivotant est asservi proportionnellement à l’incidence du flux d’air sur l’aile, et/ou à l’assiette de l’aéronef, et/ou à la vitesse de l’aéronef, et/ou du niveau de la poussée générée par l’aéronef. Lorsque plusieurs des critères ci-dessus sont pris en considération, la proportionnalité peut être « pondérée » pour chacun des critères.
Dans une première variante, l’angle de déflection du volet varie de la première position vers la deuxième position de manière proportionnelle à l’angle d’incidence du flux d’air sur l’aile. Ainsi, plus l’angle d’incidence augmente et plus l’angle de déflection augmente, et vice-versa.
Alternativement ou parallèlement, l’angle de déflection augmente en fonction de l’augmentation de l’assiette et/ou de la vitesse de l’aéronef et/ou du niveau de poussée généré par l’aéronef, et vice-versa.
Alternativement, l’asservissement peut être assuré par une relation non-linéaire suivant une fonction de type polynomiale ou exponentielle.
Avantageusement, l’asservissement du pivotement du volet permet d’assurer un contrôle actif de l’interaction sillage-nacelle (WWNI) de l’aéronef dans toutes les conditions de vol.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, l’aéronef comprend des moyens de détection de l’air sur la surface inférieure visant à détecter le détachement du sillage de la surface inférieure et le pivotement du volet est régulé pour rétablir le contact du sillage à la surface inférieure.
Avantageusement, les moyens de détection permettent d’assurer une fonction de contrôle ou de vérification en parallèle à la gestion asservie de l’angle de déflection du volet. En effet, postérieurement à l’asservissement proportionnel, l’angle de déflection peut davantage augmenter ou diminuer en passant de la première à la deuxième position afin de s’assurer que le sillage est bien en contact avec la surface inférieure de la nacelle, sécurisant ainsi l’asservissement du pivotement du volet pivotant.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, le volet pivotant est configuré pour pivoter vers le haut, suivant une direction perpendiculaire à un axe de la soufflante, quand le sillage est extérieurement éloigné de la surface inférieure de la nacelle, de manière à ramener ledit sillage en contact avec ladite surface inférieure. Ici, le sillage se situe vers le bas et en-dessous de la surface inférieure de la nacelle, on dit que le sillage est hors contact.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, le volet pivotant est configuré pour pivoter vers le bas quand le sillage est dirigé vers les soufflantes, de manière à ramener ledit sillage en contact avec la surface inférieure. Ici, le sillage traverse l’intérieur de la nacelle, on dit qu’il y a une ingestion de sillage.
Avantageusement, le pivotement du volet permet de corriger le décalage vertical de la position du sillage en surélevant ou en rabaissant ladite position jusqu’à ce que ledit sillage soit en contact avec la surface inférieure, comme lors de la WWNI en conditions de vol dites normales, i.e. conditions dans lesquelles l’angle d’incidence du flux d’air sur l’aile est sensiblement faible et constant, et le niveau de poussée est également sensiblement constant.
Alternativement, le volet pivotant peut être formé de plusieurs segments actionnés indépendamment les uns des autres et recouvrant tout ou partie de l’envergure de la nacelle, afin de régler plus finement et localement la correction du décalage du sillage sur une partie de l’envergure totale de la surface inférieure de la nacelle.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la phase de vol de l’aéronef correspond à une phase d’ascension ou de croisière ou de descente.
De préférence, le volet pivotant selon le procédé de l’invention n’est pas opéré lors de la phase de décollage de l’aéronef. A cet effet, lors de ladite phase de décollage, le volet reste immobile. Ici, par « immobile » on comprend que le volet se retrouve préférentiellement dans la première position et reste immobile en rotation dans un référentiel lié à l’aéronef.
L’invention a également pour objet un aéronef à voilure fixe comprenant un fuselage, deux ailes générant chacune un sillage et disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un volet, et deux groupes propulsifs disposés respectivement en aval et à distance de chaque aile, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure munie d’une surface inférieure et s’étendant sensiblement dans le prolongement l’aile, l’aéronef étant remarquable en ce qu’il comprend des moyens de contrôle du pivotement du volet, d’une première position dans laquelle le sillage est à distance de la paroi inférieure, vers une deuxième position dans laquelle le sillage est en contact avec la paroi inférieure.
Les moyens de contrôle correspondent préférentiellement à un ensemble de composants comprenant au moins les moyens de détection, des actionneurs aptes à pivoter le volet, et une unité de commande capable d’exécuter le procédé de l’invention.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens de contrôle garantissent que le sillage soit accolé à la paroi inférieure en toute circonstance, notamment en régulant la position du volet en fonction d’une position détectée du sillage.
Préférentiellement, la régulation de la position du volet est basée sur des modèles aérodynamiques simulés en amont pour prédéfinir l’angle du volet, et de manière avantageuse, les moyens de détection agissent comme un moyen correctif des modèles aérodynamique issus de la simulation.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, l’aéronef comprend des moyens de détection et des moyens de traitement des signaux issus des moyens de détection afin de déterminer la position relative du sillage par rapport à la paroi inférieure.
Préférentiellement, les moyens de contrôle comprennent, en outre, les moyens de traitement des signaux issus des moyens de détection.
De façon avantageuse, la présente invention permet de rétablir la WWNI permettant au sillage d’être en contact de manière permanente avec la surface inférieure même lors des conditions de vol induisant des changements d’angle d’incidence du flux d’air sur l’aile et du niveau de poussée. L’invention permet donc de garantir la WWNI et ainsi de réduire la traînée aérodynamique et d’augmenter la portance de l’aéronef dans toutes les conditions de vol de l’aéronef.
En supplément des avantages techniques discutés ci-dessus, l’invention est particulièrement avantageuse en ce qu’elle a une incidence positive sur la consommation du carburant.
L’invention a également pour avantage d’être adaptable aux avions existants, car elle ne requiert pas de modification d’une aile ou d’un fuselage standard.
représente un aéronef selon l’invention ;
illustre une vue en coupe d’une nacelle agencée en aval d’une aile de l’aéronef ;
est une vue agrandie d’une interaction sillage-nacelle présentée entre l’aile et la nacelle de la ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle dans une première position dans laquelle le sillage est à distance d’une surface inférieure de la nacelle ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une deuxième position ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle dans la première position dans laquelle le sillage est ingéré par la nacelle ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une deuxième position.
 Description détaillée
Les figures représentent les éléments de manière schématique. Certaines dimensions peuvent être exagérées afin de faciliter la lecture des dessins.
L’amont et l’aval s’entendent dans le sens d’écoulement d’un flux aérodynamique. La direction longitudinale est la direction de plus grande dimension de l’aéronef, i.e. parallèle au fuselage (correspond à l’axe X de la ). La direction transversale (axe Y de la ) est perpendiculaire au fuselage et horizontale lorsque l’aéronef est au sol.
Il est entendu que des modes de réalisation particuliers de l’invention sont dessinés mais que les figures ne limitent en rien l’étendue de protection qui est seulement dictée par les revendications.
Aussi, chaque élément de chaque figure peut être combiné avec chaque autre élément de chaque autre figure selon toutes les combinaisons techniquement possibles.
La présente un aéronef 2. Celui-ci est composé d’un fuselage 4 et de deux ailes 6, fixes par rapport au fuselage 4. Les ailes sont munies de volets 8.
De part et d’autre du fuselage 4 et en aval des ailes 6 se situent deux groupes propulsifs 10. Par « groupe propulsif » on entend un module apte à générer une poussée nécessaire au vol de l’aéronef 2.
Le groupe propulsif 10 comprend une nacelle 12. Celle-ci comprend entre autres une paroi inférieure, une paroi supérieure et des parois verticales reliant la paroi inférieure à la paroi supérieure et subdivisant la nacelle en plusieurs compartiments, et chacun de ces derniers comprend une soufflante.
La nacelle 12 peut être reliée mécaniquement au fuselage 4 et/ou à l’aile 6 par des moyens de liaison. Un bras s’étendant sensiblement transversalement depuis le fuselage 4 peut par exemple relier la nacelle 12 au fuselage 4 du côté aval de la nacelle 12.
Les soufflantes peuvent être entraînées en rotation par une turbine respective. Chaque soufflante peut faire partie d’un ensemble autonome (type turboréacteur avec compresseur, chambre de combustion et turbines). Alternativement, les turbines qui entraînent les soufflantes peuvent être entraînées par un gaz sous pression produit à un autre endroit de l’aéronef : par exemple, un compresseur commun pour plusieurs soufflantes peut alimenter les turbines des nacelles en gaz sous pression. Dans une autre variante, les soufflantes sont entraînées par un moteur électrique.
La illustre une vue en coupe de la nacelle 12 agencée en aval de l’aile 6 de l’aéronef.
La nacelle 12 du groupe propulsif 10 comporte au moins deux soufflantes non-coaxiales 14, dont une seule est visible dans cette coupe selon un axe 14.1 de la soufflante 14.
La soufflante 14 génère un flux d’air annulaire F1 dont la direction principale est coaxiale à l’axe 14.1 de la soufflante. La soufflante 14 est solidaire d’un arbre supporté par des paliers. Des bras de supports (non illustrés) peuvent être disposés en aval de la soufflante 14 afin de relier les paliers aux parois supérieure 16 et inférieure 18.
La nacelle 12 est positionnée de telle manière à ce que la paroi inférieure 18 soit sensiblement à la même hauteur (selon Z) qu’un bord de fuite de l’aile 6.
La distance H matérialise l’écart entre le bord de fuite de l’aile 6 et un bord d’attaque de la paroi inférieure 18. La distance H peut mesurer entre quelques dizaines de centimètres et plusieurs mètres.
L’aile 6 dispose d’un extrados 6.1 et d’un intrados 6.2.
L’aéronef comprenant l’aile 6 et la nacelle 12 représenté sur la est dans une condition de vol de croisière, i.e. l’angle d’incidence du flux d’air sur l’aile 6 est sensiblement faible et constant, et le niveau de poussée est également sensiblement constant.
Dans cette configuration, l’aile 6 présente au droit de son extrados 6.1 et de son intrados 6.2, une couche limite qui forme un sillage 20 s’étendant vers l’aval à partir du bord de fuite de l’aile 6 jusqu’à la paroi inférieure 18 de la nacelle 12.
Le sillage 20 est au contact de la nacelle 12 exclusivement sur une surface inférieure 18.1 de la paroi inférieure 18. Avantageusement, quand le sillage 20 est en contact avec la surface inférieure 18.1, le groupe propulsif 10 est capable de générer une poussée de référence pour l’aéronef.
La est une vue agrandie A d’une interaction sillage-nacelle présentée entre l’aile 6 et la nacelle 12 de la . Cette interaction idéale entre le sillage 20 et la surface inférieure 18.1 sera désignée par WWNI dans la présente description.
Le sillage 20 présente un déficit de vitesse axiale. Ainsi, il n’y a (presque) pas de vorticité axiale (c’est-à-dire, pas de tourbillons).
Trois profils de vitesses différents sont illustrés sur la pour schématiser les phénomènes en jeu entre l’aile et la nacelle. Un premier profil de vitesse 20.1 au niveau du bord de fuite de l’aile 6 présente une forte friction au droit de l’extrados 6.1 et de l’intrados 6.2 avec le sillage 20. La continuité du milieu fait que la partie centrale du deuxième profil de vitesse 20.2 présent entre le bord de fuite de l’aile 6 et le bord d’attaque de la paroi inférieure 18 est ralentie. Le sillage 20 prend la forme d’un troisième profil de vitesse 20.3 une fois au contact de la surface inférieure 18.1.
De manière avantageuse, la faible vitesse au sein du sillage génère une faible friction entre le sillage 20 et la surface inférieure 18.1, ce qui permet de réduire la traînée de frottement de la nacelle et, en même temps, d’éliminer complètement la traînée d’onde de choc de la surface inférieure 18.1 de la nacelle pour le cas de vol de l’aéronef en transsonique, i.e. vitesse locale de l’écoulement est supérieure ou égale à un nombre de Mach 1 (écoulement supercritique).
La illustre une vue en coupe de l’aile 6 et de la nacelle 12 dans une première position A dans laquelle le sillage 20 est à distance de la surface inférieure 18.1 de la nacelle 12.
Cette figure correspond à l’aéronef lors d’une phase de vol en ascension ou en croisière ou en descente, dans laquelle ledit aéronef est sujet à des changements d’angle d’incidence β du flux d’air F sur l’aile 6, et/ou à des changements du niveau de poussée généré par le groupe propulsif 10. Ces changements induisent le décalage vertical (suivant Z) du sillage 20, ce dernier s’étant éloigné de la surface inférieure 18.1 vers le bas sur la . Préférentiellement, on parle d’éloignement du sillage 20 de la surface inférieure 18.1 à partir de quelques millimètres voire à partir de 0.5 cm. Cet éloignement peut être causé, par exemple, par un angle d’incidence β supérieur à 20° ou à un régime moteur au-dessus de la poussée nominale (en conditions de vol normales). L’angle d’incidence β étant défini entre une corde de profil 6.3 de l’aile 6 et le flux d’air F.
Il s’agit d’une configuration ayant un impact négatif sur le bon fonctionnement de l’aéronef. En effet, ici on perd la WWNI illustrée aux figures 2 et 3, et donc on perd les avantages liés à la faible trainée et à la portance accrue. Cette configuration correspond à une première position du volet 8 par rapport à la nacelle, sensiblement parallèle à l’axe 14.1.
Préférentiellement, l’aéronef comprend des moyens de détection 18.2 de l’air sur la surface inférieure 18.1 visant à détecter le détachement et/ou l’éloignement du sillage 20 de la surface inférieure 18.1.
Préférentiellement, les moyens de détection 18.2 sont agencés au droit de la surface inférieure 18.1 ou au droit du bord d’attaque de la paroi inférieure 18. Toutefois, ces moyens de détection 18.2 peuvent être agencés sur l’aile 6 ou sur le fuselage de l’aéronef.
Les moyens de détection 18.2 peuvent correspondre à un capteur de pression, et/ou un capteur Lidar permettant de mesurer la position et la puissance du sillage, et/ou un capteur de débit/vitesse ou tout autre capteur similaire. Préférentiellement, les moyens de détection 18.2 correspondent à un capteur de pression total du type « Rake ».
De préférence, l’aéronef comprend, en outre, des moyens de traitement des signaux issus des moyens de détection 18.2 afin de déterminer la position relative du sillage 20 par rapport à la surface inférieure 18.1. De manière avantageuse, cela permet aussi de se s’assurer que la WWNI est atteinte bien avant que l’écoulement devienne localement supersonique (point critique) quand il n’y a pas de WWNI, comme ça, la formation de l’onde de choc peut être évitée.
L’aéronef comprend un volet pivotant 8 formant le bord de fuite de l’aile 6. Le pivotement du volet peut se faire sensiblement autour d’un axe 6.4 parallèle à l’axe transversal Y de la . Le pivotement du volet vise à rétablir le contact entre le sillage 20 et la surface inférieure 18.1.
La illustre une vue en coupe de l’aile 6 et de la nacelle 12 de la dans une deuxième position B, une fois que la position du volet 8 a été régulée pour rétablir le sillage 20 au contact de la surface inférieure.
Le volet 8 peut correspondre à au moins un des volets 8 de l’aile 6 illustré dans la .
Le volet 8 peut s’étendre sur toute une envergure de la nacelle. Alternativement le volet 8 peut être composé de plusieurs segments actionnables indépendamment les uns des autres. Dans une autre alternative non représentée, le bord de fuite de l’aile 6 peut être formé par un matériau déformable lui permettant d’avoir une déflection contrôlée (du type toile souple ou élastomère par exemple).
De préférence, le volet 8 est en vis-à-vis de la nacelle 12, et s’étend transversalement sur au moins 80% d’une étendue totale de la paroi inférieure 18 (selon Y sur la ).
Dans cette deuxième position B, le volet 8 est incliné d’un angle de déflection α par rapport à l’axe de la soufflante 14.1 (qui est sensiblement parallèle à l’axe longitudinal X de la ). L’angle de déflection α est préférentiellement inférieur à 7° et supérieur à 0.5°. L’angle α est ici préférentiellement égal à 5°. En effet, de petites variations d’angle permettent de rattraper l’écartement que prend le sillage 20 par rapport à sa position idéale.
Préférentiellement, le volet 8 s’étend sur au moins 5% et sur au plus 50% de la dimension axiale (direction horizontale sur la ) de l’aile 6, et plus préférentiellement, le volet 8 s’étend sur 20% à 30% de la dimension axiale de l’aile 6.
Avantageusement, l’inclinaison du volet 8 de l’angle de déflection α permet de ramener le sillage 20 en contact avec la surface inférieure 18.1 de manière à corriger le décalage du sillage 20 et à rétablir l’interaction sillage-nacelle (WWNI) avantageuse.
Le passage de la première position A de la à la deuxième position B est réalisé avec un pivotement du volet 8 vers le haut (déflection illustrée par une flèche en pointillés), correspondant à une augmentation (suivant un sens anti-horaire autour de l’axe 6.4) de l’angle de déflection α qui peut être gérée par un système d’asservissement de l’aéronef.
A cet égard, l’aéronef comprend des moyens de contrôle du pivotement du volet 8 correspondant préférentiellement à un ensemble de composants tels que les moyens de détection, des actionneurs aptes à pivoter le volet 8, et une unité de commande capable d’exécuter le procédé de mise en œuvre de l’aéronef de l’invention.
De manière avantageuse, l’asservissement de la déflection du volet 8 permet de guider l’air progressivement vers la surface inférieure 18.1 de nacelle et de conserver une trajectoire du sillage 20 qui soit la plus homogène et la plus constante possible.
Le volet 8 peut alternativement ou en complément être apte à pivoter vers le bas, au-delà d’une position neutre. C’est ce qu’illustrent la situation mise en évidence sur les figures 6 et 7.
La illustre une vue en coupe de l’aile 6 et de la nacelle 12 dans une première position A dans laquelle le sillage 20 est ingéré par la nacelle 12. Cette situation peut se produire par exemple lorsque l’incidence est plus grande que l’incidence de design (conception respectant la WWMI).
Ici, l’éloignement du sillage 20 par rapport à sa position idéale se fait vers le haut (suivant Z). A cet effet, le sillage 20 est dirigé vers les soufflantes 14, on parle alors d’une ingestion de sillage par la nacelle 12. Cette ingestion de sillage 20 peut être causée, par exemple, par un angle d’incidence supérieur à l’incidence de design ou par un régime moteur supérieur au régime nominal.
La première position A illustrée à la a un impact négatif sur le bon fonctionnement de l’aéronef, i.e. augmentation de la trainée, réduction de la portance, et une instabilité globale de l’aéronef, car la WWNI illustrée aux figures 2 et 3 est perdue.
Le flux pénétrant dans la turbomachine est perturbé et angulairement inhomogène.
De la même manière que dans le cas précédent (figures 4 et 5), il y a lieu de pivoter le volet pour corriger la position du sillage.
La illustre une vue en coupe de l’aile 6 et de la nacelle 12 de la dans la deuxième position B.
Il est à noter que dans la présente demande, l’expression « la deuxième position » fait référence à la position du volet qui est telle que le sillage 20 soit en contact avec la surface inférieure 18.1. En effet, les figures 5 et 7 illustrent tous deux « la deuxième position » (bien que celle-ci ne soit pas matérialisée par le même angle de déflection du volet) : le volet 8 est pivoté vers le haut dans la et vers le bas dans la .
Le passage de la première position A de la à la deuxième position B est réalisé avec un pivotement du volet 8 vers le bas (déflection illustrée par une flèche en pointillés), correspondant à une diminution (suivant un sens horaire autour de l’axe 6.4) de l’angle de déflection α qui peut être gérée par un système d’asservissement de l’aéronef.
Avantageusement, le volet 8 est régulé de manière à sortir le sillage 20 de la nacelle 12 et pour ramener ce dernier en contact de la surface inférieure 18.1, corrigeant ainsi le décalage vertical du sillage 20 et de rétablir la WWNI.
Les mêmes éléments de contrôle et d’asservissement que décrits ci-dessus en relation avec les figures 4 et 5 peuvent être employés.
Aussi, certaines conditions de vol peuvent amener le volet à passer, non pas d’une position neutre à une position haute ou basse, mais d’une position basse à une position haute ou vice versa. Un tel pivotement peut correspondre à des conditions extrêmes de vol de l’aéronef engendrant un décalage important de la position du sillage 20 notamment en cas de rafales verticales subites par l’aéronef. A cet égard, le procédé de l’invention peut inclure une loi de braquage dynamique du volet 8 pour faire face aux déplacements instationnaires du sillage 20 lors des rafales.

Claims (10)

  1. Procédé de mise en œuvre d’un aéronef (2) à voilure fixe, l’aéronef (2) comprenant un fuselage (4), deux ailes (6) générant chacune un sillage (20) et disposées respectivement de part et d’autre du fuselage (4) et comprenant un volet (8), et deux groupes propulsifs (10) disposés respectivement en aval et à distance (H) de chaque aile (6), chacun des groupes propulsifs (10) comprenant une nacelle (12) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle (12) comprenant une paroi inférieure (18) s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile (6), la paroi inférieure (18) ayant une surface inférieure (18.1), le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend une phase de vol de l’aéronef (2) lors de laquelle le volet (8) est pivoté d’une première position (A) dans laquelle le sillage (20) est à distance de la surface inférieure (18.1), vers une deuxième position (B) dans laquelle le sillage (20) est en contact avec la surface inférieure (18.1).
  2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première position (A) diffère de la deuxième position (B) d’un angle de déflection (α) compris entre 0.5° et 7°.
  3. Procédé selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le volet pivotant (8) est asservi proportionnellement à l’incidence (β) du flux d’air (F) sur l’aile (6), et/ou à l’assiette de l’aéronef (2), et/ou à la vitesse de l’aéronef (2), et/ou du niveau de la poussée générée par l’aéronef (2).
  4. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’aéronef (2) comprend des moyens de détection (18.2) de l’air sur la surface inférieure (18.1) visant à détecter le détachement du sillage (20) de la surface inférieure (18.1) et le pivotement du volet (8) est régulé pour rétablir le contact du sillage (20) à la surface inférieure (18.1).
  5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le volet pivotant (8) est configuré pour pivoter vers le haut, suivant une direction (Z) perpendiculaire à un axe (14.1) de la soufflante (14), quand le sillage (20) est extérieurement éloigné de la surface inférieure (18.1) de la nacelle (12), de manière à ramener ledit sillage (20) en contact avec ladite surface inférieure (18.1).
  6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le volet pivotant (8) est configuré pour pivoter vers le bas, suivant la direction (Z) perpendiculaire à l’axe (14.1) de la soufflante (14), quand le sillage (20) est dirigé vers les soufflantes (14), de manière à ramener ledit sillage (20) en contact avec la surface inférieure (18.1).
  7. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la phase de vol de l’aéronef (2) correspond à une phase d’ascension ou de croisière ou de descente.
  8. Aéronef (2) à voilure fixe comprenant un fuselage (4), deux ailes (6) générant chacune un sillage (20) et disposées respectivement de part et d’autre du fuselage (4) et comprenant un volet (8), et deux groupes propulsifs (10) disposés respectivement en aval et à distance (H) de chaque aile (6), chacun des groupes propulsifs (10) comprenant une nacelle (12) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle (12) comprenant une paroi inférieure (18) munie d’une surface inférieure (18.1) et s’étendant sensiblement dans le prolongement l’aile (6), l’aéronef (2) étant caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de contrôle du pivotement du volet (8), d’une première position (A) dans laquelle le sillage (20) est à distance de la paroi inférieure (18), vers une deuxième position (B) dans laquelle le sillage (20) est en contact avec la paroi inférieure (18).
  9. Aéronef (2) selon la revendication 8, caractérisé en ce que les moyens de contrôle garantissent que le sillage (20) soit accolé à la paroi inférieure (18) en toute circonstance, notamment en régulant la position du volet (8) en fonction d’une position détectée du sillage (20).
  10. Aéronef (2) selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que ledit aéronef (2) comprend des moyens de détection (18.2) et des moyens de traitement des signaux issus des moyens de détection (18.2) afin de déterminer la position relative du sillage (20) par rapport à la paroi inférieure (18).
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US20170203839A1 (en) * 2016-01-15 2017-07-20 Aurora Flight Sciences Corporation Hybrid Propulsion Vertical Take-Off and Landing Aircraft
CN108569399A (zh) * 2018-04-10 2018-09-25 西北工业大学 一种采用分布式涵道动力的短距起降无人机
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