FR3135705A1 - Groupe propulsif, aeronef et mise en œuvre au moment du decollage - Google Patents

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

GROUPE PROPULSIF, AERONEF ET MISE EN ŒUVRE AU MOMENT DU DECOLLAGE La présente invention concerne un procédé de mise en œuvre d’un aéronef à voilure fixe, l’aéronef comprenant un fuselage, deux ailes (106) disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un bord de fuite respectif, et deux groupes propulsifs disposés respectivement en aval et à distance de chaque aile, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle (112) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure (118) munie d’un bord d’attaque et s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile, le procédé étant remarquable en ce qu’il comprend une phase de décollage de l’aéronef lors de laquelle des moyens pivotants (106.3, 118.1) sont progressivement pivotés, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air (F) dirigée vers les soufflantes est maximisée, vers une seconde position dans laquelle le bord de fuite de l’aile est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi inférieure. (Figure à publier avec l'abrégé : Figure 10)

Description

GROUPE PROPULSIF, AERONEF ET MISE EN ŒUVRE AU MOMENT DU DECOLLAGE
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 permet de réduire la traînée aérodynamique et d’augmenter la portance de l’avion, résultant en une diminution de la consommation de carburant.
Toutefois, une telle conception prévoit le positionnement d’une paroi inférieure de la nacelle dans le prolongement de la voilure fixe de l’aéronef, ce qui entraîne une perte importante de la poussée lors du décollage.
Le tube de courant naturel – c’est-à-dire lorsqu’on considère la nacelle seule – est perturbé par la présence de l’aile, ce qui peut générer un décollement sur la paroi inférieure de la nacelle.
Cela explique la perte de poussée à faible vitesse d’avancement de l’aéronef, lors d’une phase de décollage par exemple. 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 décollement d’air à l’entrée de la nacelle.
La présente invention a pour objectif de proposer un groupe propulsif, un aéronef et un procédé attenant, bénéficiant des avantages de l’art antérieur en termes de faible traînée et portance accrue et permettant, en outre, de garantir la poussée à faible vitesse d’avancement de l’aéronef, notamment à des fins de minimisation de la distance nécessaire au décollage dudit aéronef et à la consommation y étant inhérente.
L’invention a pour objet un procédé de mise en œuvre d’un aéronef à voilure fixe, l’aéronef comprenant un fuselage, deux ailes disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un bord de fuite respectif, 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’un bord d’attaque et s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile, le procédé étant remarquable en ce qu’il comprend une phase de décollage de l’aéronef lors de laquelle des moyens pivotants sont progressivement pivotés, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air dirigée vers les soufflantes est maximisée, vers une seconde position dans laquelle le bord de fuite de l’aile est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi 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 maximisation de la quantité de flux d’air dirigée vers les soufflantes peut correspondre à une augmentation du volume d’air entrant dans la nacelle, au moyen d’une augmentation de la section d’ouverture de la nacelle.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants comprennent un volet pivotant formant le bord de fuite de l’aile ou un bec pivotant formant le bord d’attaque de la paroi inférieure.
De préférence, le volet pivotant est capable de pivoter vers le haut, i.e. radialement intérieurement, suivant une direction perpendiculaire à un axe longitudinal de turbomachine ou à un axe de la soufflante. Préférentiellement, le bec pivotant est capable de pivoter vers le bas, i.e. radialement extérieurement.
La direction principale de circulation du flux d’air dans la nacelle est sensiblement parallèle à l’axe longitudinal de l’aéronef.
Avantageusement, le bec pivotant dans la première position permet de capturer l’air en provenance de l’intrados de l’aile de l’aéronef, ce qui permet d’introduire ledit air dans la nacelle et de le diriger vers les soufflantes.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants comprennent un volet pivotant formant le bord de fuite de l’aile et un bec pivotant formant le bord d’attaque de la paroi inférieure.
Avantageusement, la combinaison du pivotement du volet pivotant avec le pivotement du bec permet de minimiser le phénomène de décollement de l’air tout en augmentant le volume d’air dirigé vers les soufflantes, maximisant ainsi la poussée de l’aéronef lors du décollage.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la première position diffère de la seconde position d’un angle compris entre 10° et 50°.
De préférence, dans la seconde position, l’angle de pivotement des moyens de pivotement est nul par rapport à un axe de référence qui peut être parallèle à l’axe longitudinal de la turbomachine.
La plage angulaire entre la première et la seconde position est plus préférentiellement comprise entre 10° et 30°, et encore plus préférentiellement est égale à 20°.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants sont asservis à la vitesse de l’aéronef de sorte que la seconde position soit atteinte avant que l’aéronef n’atteigne une vitesse de décision « V1 ».
Au-delà de la vitesse de décision, le volet pivotant peut être utilisé comme un élément hypersustentateur de l’aéronef, permettant de favoriser la portance de l’aéronef postérieurement à la phase de décollage.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants sont asservis inversement proportionnellement à la vitesse de l’aéronef lors de la phase de décollage.
Ainsi, l’angle de pivotement varie d’une position maximisant l’entrée d’air dans la nacelle (première position) à une vitesse nulle initiale jusqu’à une position de référence (seconde position) une fois une vitesse atteinte.
Ainsi, plus la vitesse d’avance augmente et plus l’angle de pivotement diminue, et vice-versa.
Alternativement, l’asservissement peut être assuré par une relation non-linéaire suivant une fonction de type polynomiale ou exponentielle, voire suivant une temporisation étant donné que préalablement au décollage d’un aéronef, l’instant préalable à l’atteinte de la vitesse de décision « V1 » peut être estimé.
Préférentiellement, le procédé comprend une phase de vol de croisière lors de laquelle les moyens pivotants demeurent immobiles. Ici, par « immobile » on comprend que ces derniers se retrouvent préférentiellement dans la seconde position et restent immobiles en rotation dans un référentiel lié à l’aéronef.
De préférence, les moyens pivotants selon le procédé de l’invention ne sont opérés que lors de la phase de décollage de l’aéronef. A cet effet, lors du vol de l’aéronef, i.e. postérieurement au décollage de celui-ci, les moyens pivotants sont préférentiellement dans la seconde position.
L’invention a également pour objet un aéronef à voilure fixe comprenant un fuselage, deux ailes disposées respectivement de part et d’autre du fuselage et comprenant un bord de fuite respectif, 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’un bord d’attaque et s’étendant sensiblement dans le prolongement l’aile, l’aéronef étant remarquable en ce qu’il comprend des moyens pivotants configurés pour être pivotés, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air dirigée vers les soufflantes est maximisée, vers une seconde position dans laquelle le bord de fuite de l’aile est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi inférieure.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants comprennent un volet pivotant formant le bord de fuite de l’aile et s’étendant préférentiellement sur toute l’envergure de la nacelle.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les moyens pivotants comprennent un bec pivotant formant le bord d’attaque de la paroi inférieure et s’étendant préférentiellement sur toute l’envergure de la nacelle.
Alternativement, les moyens pivotants peuvent être sectionnés en segments actionnés indépendamment les uns des autres et recouvrant tout ou partie de l’envergure de la nacelle, afin de régler plus finement la section d’entrée d’air et donc le débit.
L’invention a également pour objet un groupe propulsif pour un aéronef selon l’invention, le groupe propulsif comprenant une nacelle accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure, remarquable en ce que la paroi inférieure comprend un bec disposé en amont des soufflantes, ledit bec étant pivotable, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air dirigée vers les soufflantes est maximisée, vers une seconde position dans laquelle ledit bec est apte à être disposé en vis-à-vis du bord de fuite d’une aile de l’aéronef.
De façon avantageuse, le bec est apte à pivoter vers le bas, ce dernier peut augmenter une section transversale à la direction d’écoulement du flux d’air entrant dans la nacelle, permettant ainsi l’augmentation du volume d’air dirigé vers les soufflantes, ce qui empêche l’apparition des éventuels décollements internes.
Avantageusement, la présente invention permet de rétablir la poussée maximale théorique de la nacelle considérée en isolation de l’aile, à faible vitesse d’avancement de l’aéronef, permettant ainsi à ce dernier d’atteindre rapidement la vitesse de décision, ce qui résulte en une distance nécessaire au décollage de l’aéronef réduite.
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 ;
représente un graphique retraçant l’évolution de la poussée générée à une vitesse d’avance nulle par un groupe propulsif seul et par un groupe propulsif agencé en aval d’une aile d’un aéronef selon l’art antérieur ;
illustre une vue en coupe du groupe propulsif seul générant la poussée mesurée dans le graphique de la ;
illustre une vue en coupe du groupe propulsif agencé en aval de l’aile de l’aéronef et générant la poussée mesurée dans le graphique de la ;
illustre une vue en coupe d’une aile et de la nacelle dans une première position selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une position intermédiaire ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une troisième position ;
illustre une vue en coupe de l’aile et d’une nacelle dans une première position selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une seconde position ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle dans une première position selon un troisième mode de réalisation de l’invention ;
illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans une seconde 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.
La nacelle 12 comprend une pluralité de soufflantes. Celles-ci 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 représente un graphique 100 retraçant l’évolution de la poussée en fonction du régime moteur sur banc (à vitesse d’avance de la nacelle nulle dans le flux d’air).
Le graphique 100 montre la poussée pour un groupe propulsif seul (visible sur la ) et pour un groupe propulsif agencé en aval d’une aile d’un aéronef selon l’art antérieur (visible sur la ).
Le graphique 100 de la permet d’illustrer au moins partiellement le problème technique que la présente invention vise à résoudre.
La courbe 102 présente l’évolution de la poussée générée par le groupe propulsif seul et la courbe 104 montre la poussée du groupe propulsif précédé d’une aile.
Il peut être observé que l’évolution 102 est quasi exponentielle, ce qui correspond à des conditions normales de fonctionnement d’un aéronef.
Quant à la courbe 104, celle-ci décroche de la courbe 102 de référence dès 10 000 tr/min pour plafonner vers 15 000 tr/min à un niveau de poussée correspondant quasiment à la moitié de la poussée mesurée à régime moteur identique sans la présence de l’aile. Les raisons d’une telle régression sont discutées plus loin.
La illustre une vue en coupe du groupe propulsif seul générant la poussée mesurée et représentée suivant l’évolution 102 du graphique de la .
La nacelle 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 est solidaire d’un arbre supporté par des paliers. Des bras de supports peuvent être disposés en aval de la soufflante 14 afin de relier les paliers aux parois supérieure 16 et inférieure 18.
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 ligne de courant 20 d’air F entrant dans la nacelle est en contact exclusivement qu’avec la nacelle et ne présente aucune anomalie. Dans cette configuration, le groupe propulsif 10 est capable de générer une poussée de référence pour l’aéronef.
La ligne de courant 20 représente une enveloppe aérodynamique du flux d’air F entrant dans une nacelle d’un aéronef à une très faible vitesse d’avancement voire à vitesse nulle, telle qu’une phase de décollage par exemple.
Afin de garantir une certaine portance et une réduction de la traînée, il est avantageux de disposer la nacelle dans le prolongement de l’aile. L’influence aérodynamique de l’aile sur la nacelle est illustrée sur la .
La illustre une vue en coupe du groupe propulsif agencé en aval de l’aile de l’aéronef. La poussée d’un tel ensemble est représentée suivant la courbe 104 du graphique de la .
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.
L’aile 6 dispose d’un extrados 6.1 et d’un intrados 6.2.
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.
Dans les mêmes conditions de vitesse que celles de la , l’agencement de la paroi inférieure 18 dans le prolongement de l’aile 6 de l’aéronef crée des décollements 22 du flux d’air à la fois au niveau du bord de fuite de l’aile 6 au droit de l’extrados 6.1 et au niveau du bord d’attaque de la paroi inférieure 18 à l’intérieure de la nacelle 12. En effet, la paroi inférieure 18 crée un gradient adverse de pression statique à l’intérieure de la nacelle 12, qui ralentit l’écoulement sur l’extrados 6.1 et promeut le décollement vers le bord de fuite de l’aile 6.
Le décollement 22 du flux de la paroi inférieure 18 cause une dépression sur au moins 20% d’une section d’entrée de l’air dans la nacelle 12. Ceci réduit la poussée délivrable par le groupe propulsif 10, expliquant ainsi la perte de poussée à basse vitesse de l’aéronef.
A cet égard, les trois modes de réalisations de l’invention qui seront détaillés dans la présente description, visent à supprimer les décollements 22 à basse vitesse de l’aéronef.
Les figures 5 à 7 illustrent une vue en coupe d’une aile 106 et de la nacelle 12 selon un premier mode de réalisation de l’invention. Ces figurent représentent l’aile 106 et la nacelle 12 dans trois positions différentes lors d’une phase de décollage de l’aéronef 2 de la .
En référence à la , l’agencement de l’aile 106 et de la nacelle 12 est selon une première position dans laquelle l’aéronef est à l’arrêt et prêt pour un décollage imminent.
L’aéronef comprend des moyens pivotants 106.3 correspondant à un volet pivotant 106.3 formant le bord de fuite de l’aile 106. Le pivotement peut se faire sensiblement autour d’un axe 106.5 parallèle à l’axe transversal Y de la .
Le volet pivotant 106.3 peut correspondre à au moins un des volets 8 de l’aile 6 illustré dans la .
Le volet pivotant 106.3 peut s’étendre sur toute une envergure de l’aile de l’aéronef ou au moins sur toute l’envergure de la nacelle correspondante. Alternativement le volet 106.3 peut être composé de plusieurs segments actionnables indépendamment les uns des autres.
De préférence, le volet pivotant 106.3 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.
Dans cette première position, le volet pivotant 106.3 est incliné d’un angle α par rapport à l’axe de la soufflante 14.1 (qui est sensiblement parallèle à l’axe longitudinal X de la ). L’angle α est préférentiellement inférieur à 60° et supérieur à 10°. L’angle α est ici égal à 50°, mais peut alternativement valoir 30° ou 20°.
Préférentiellement, le volet pivotant 106.3 s’étend sur au moins 10% et sur au plus 40% de la dimension axiale (direction horizontale sur la ) de l’aile 6.
Avantageusement, l’inclinaison du volet pivotant 106.3 de l’angle α permet d’introduire dans la nacelle 12 le flux d’air F pouvant être retenu au droit de l’intrados 106.2 de l’aile. De plus, le flux d’air F entrant est guidé vers une position radialement centrale de la soufflante 14, ce qui favorise la prise d’air et permet d’éviter la création des décollements 22 illustrés dans la .
En référence à la , l’agencement de l’aile 106 et de la nacelle 12 est selon une position intermédiaire dans laquelle l’aéronef est en accélération (qui peut se faire au sol) avant l’ascension de l’aéronef, notamment avant d’atteindre la vitesse de décision « V1 ».
Dans cette configuration, l’angle α a une plus petite valeur que celle de la première position illustrée dans la . En effet, l’angle α diminue en fonction de l’augmentation de la vitesse lors de la phase d’accélération de l’aéronef.
A cet égard, plus la vitesse augmente avant d’atteindre la vitesse de décision, et plus l’angle α diminue. Ceci permet de guider l’air progressivement vers la nacelle et de conserver la ligne de courant inférieure qui soit la plus homogène possible sans présenter de risque de décollements.
La diminution de l’angle α peut être gérée par un système d’asservissement de l’aéronef.
En référence à la , l’agencement de l’aile 106 et de la nacelle 12 est selon une position dans laquelle l’aéronef est en plein vol postérieurement à la phase d’accélération. Ici, l’aéronef a atteint ou a dépassé la vitesse de décision.
Dans cette configuration, le volet pivotant 106.3 est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi inférieure 18 de la nacelle 12, et l’angle α d’inclinaison est nul, i.e. le volet pivotant 106.3 présente une direction parallèle à l’axe 14.1 de la soufflante 14.
Dans cette configuration, la vitesse de l’aéronef est suffisante pour que le flux ne présente pas de risque de décollement (ceux illustrés sur la ).
Avantageusement, le flux d’air F entrant dans la nacelle est guidé parallèlement à l’axe 14.1 tout au long du prolongement longitudinal de l’aile 106, permettant une portance accrue de l’aéronef et les décollements d’air sont inexistants.
La première position diffère de la seconde position d’un angle compris entre 10° et 50°. Cette différence peut correspondre à un débattement angulaire du volet pivotant 106.3. Le volet pivotant 106.3 peut alternativement être apte à pivoter vers le bas, au-delà d’une position neutre.
Les figures 8 et 9 illustrent une vue en coupe de l’aile 6 et d’une nacelle 112 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
Les éléments identiques entre les différents modes de réalisations auront les mêmes signes de références, tandis que les éléments similaires mais comprenant des différences selon le mode de réalisation relatif, seront incrémentés de 100.
Les figures 8 et 9 reprennent les mêmes positions et phases de vol de l’aéronef indiquées suivant les figures 5 et 7.
L’agencement de l’aile 6 et de la nacelle 112 est selon la première position. Dans cette configuration, l’aéronef comprend des moyens pivotants 118.1 correspondant à un bec pivotant 118.1 formant le bord d’attaque de la paroi inférieure 118 de la nacelle 112. Le pivotement peut se faire sensiblement autour de l’axe transversal Y de la .
Préférentiellement, le bec pivotant 118.1 comprend un axe de rotation axialement adjacent à la soufflante 14. A cet égard, l’axe 118.3 de pivotement du bec pivotant 118.1 peut comprendre une position axiale sensiblement identique à celle des soufflantes 14.
En effet, le bec pivotant 118.1 s’étend sur au moins 10% et sur au plus 30% de la dimension axiale de la nacelle (direction horizontale sur la ).
De préférence, le bec pivotant 118.1 s’étend sur toute une envergure de la paroi inférieure 118 (suivant Y). Alternativement, le bec pivotant 118.1 est sectionné en segments indépendants et pouvant être chacun respectif à une soufflante.
Dans cette première position, le bec pivotant 118.1 est incliné d’un angle β par rapport à une direction 118.2 longitudinale (parallèle à Z sur la ) et passant par son axe de pivotement 118.3.
Préférentiellement, la direction 118.2 du bord d’attaque de la paroi inférieure 118 est sensiblement perpendiculaire à l’axe 14.1 de la soufflante 14 (qui est sensiblement parallèle à l’axe longitudinal X de la ), mais ladite direction 118.1 peut présenter un angle d’au plus 20° ou 10° avec l’axe 14.1.
Dans cette première position à vitesse d’aéronef nul, l’angle β défini par l’inclinaison du bec pivotant 118.1 par rapport à la direction 118.2, est préférentiellement inférieur à 60° et supérieur à 10°. Ici, l’angle β est égal à 50°, ou égal à 30° ou égal à 20°.
Avantageusement, l’angle β dans la première position permet de maximiser le volume d’air entrant dans la nacelle afin de maximiser la poussée et d’éviter la création de décollement de l’air à de faibles vitesses d’avance de l’aéronef.
Similairement au volet pivotant 106.3 de la , l’angle β du bec pivotant 118.1 est commandé pour diminuer en fonction de l’augmentation de la vitesse lors de la phase d’accélération de l’aéronef.
La illustre une vue en coupe de l’aile 6 et de la nacelle 112 de la dans une seconde position.
Dans cette configuration, le bec pivotant 118.1 est en vis-à-vis du bord de fuite de l’aile 6, et l’angle β d’inclinaison est préférentiellement nul.
Avantageusement, le flux d’air F entrant dans la nacelle est guidé parallèlement à l’axe 14.1 tout au long du prolongement longitudinal de l’aile 6, permettant une portance accrue de l’aéronef et les décollements d’air sont évités.
La première position diffère de la seconde position d’un angle compris entre 10° et 50°. Cette différence peut correspondre à un débattement angulaire du bec pivotant 118.1. Alternativement, le bec peut au besoin pivoter vers le haut au-delà de la position illustrée à la .
La diminution de l’angle β est préférentiellement gérée par le même système d’asservissement que celui assurant la gestion de l’angle α.
Les figures 10 et 11 illustrent une vue en coupe de l’aile 106 et de la nacelle 112 selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
Ce troisième mode correspond à une combinaison des deux modes précédents. A cet égard, les moyens pivotants comprennent à la fois le volet pivotant 106.3 illustré dans les figures 5 à 7, et le bec pivotant 118.1 des figures 8 et 9. Cette solution technique agit donc à la fois au niveau du bord de fuite de l’aile de l’aéronef et au niveau du bord d’attaque de la paroi inférieure de la nacelle.
Les figures 10 et 11 reprennent les mêmes positions et phases de vol de l’aéronef indiqués suivant les figures 5 et 7.
L’agencement de l’aile 106 et de la nacelle 112 est selon la première position. Dans cette configuration, la quantité de flux d’air F dirigée vers les soufflantes est maximisée grâce au pivotement combiné du volet pivotant 106.3 et du bec pivotant 118.1. A cet égard, les angles α et β sont préférentiellement égaux.
De manière avantageuse, la déflexion du volet 106.3 permet de guider le flux d’air le long de l’extrados 106.1 vers les soufflantes 14, et parallèlement, la déflexion du bec pivotant 118.1 permet capturer une partie de l’air se trouvant au droit de l’intrados tout en augmentant la section d’entrée d’air dans la nacelle 112.
La illustre une vue en coupe de l’aile et de la nacelle de la dans la seconde position.
Dans cette configuration, le bec pivotant 118.1 est en vis-à-vis du volet 106.3, et les angles α et β sont préférentiellement nuls.
Les décollements sont ainsi évités et le groupe propulsif de l’aéronef est capable de fournir la poussée maximale nécessaire au décollage de l’aéronef.
En effet, le groupe propulsif selon un des trois modes de réalisation de la présente invention est capable de générer une poussée à basse vitesse comparable à la poussée qui serait délivrée sans qu’il y ait d’aile disposée directement en amont de la nacelle.
A cet égard, en régulant le pivotement des moyens pivotants 106.3, 118.1 convenablement en fonction de la vitesse de l’aéronef, le groupe propulsif de l’invention peut générer une poussée similaire à celle illustrée par la courbe 102 de la .

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) disposées respectivement de part et d’autre du fuselage (4) et comprenant un bord de fuite respectif, et deux groupes propulsifs (10) disposés respectivement en aval et à distance (H) de chaque aile (6 ; 106), chacun des groupes propulsifs (10) comprenant une nacelle (12 ; 112) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle (12 ; 112) comprenant une paroi inférieure (18 ; 118) munie d’un bord d’attaque et s’étendant sensiblement dans le prolongement de l’aile (6), le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend une phase de décollage de l’aéronef lors de laquelle des moyens pivotants (106.3, 118.1) sont progressivement pivotés, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air (F) dirigée vers les soufflantes (14) est maximisée, vers une seconde position dans laquelle le bord de fuite de l’aile (6 ; 106) est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi inférieure (18 ; 118).
  2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pivotants (106.3, 118.1) comprennent un volet pivotant (106.3) formant le bord de fuite de l’aile (6) ou un bec pivotant (118.1) formant le bord d’attaque de la paroi inférieure (118).
  3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens pivotants (106.3, 118.1) comprennent un volet pivotant (106.3) formant le bord de fuite de l’aile (6) et un bec pivotant (118.1) formant le bord d’attaque de la paroi inférieure (118).
  4. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la première position diffère de la seconde position d’un angle compris entre 10° et 50°.
  5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les moyens pivotants (106.3, 118.1) sont asservis à la vitesse de l’aéronef (2) de sorte que la seconde position soit atteinte avant que l’aéronef (2) n’atteigne une vitesse de décision « V1 ».
  6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les moyens pivotants (106.3, 118.1) sont asservis inversement proportionnellement à la vitesse de l’aéronef (2) lors de la phase de décollage.
  7. Aéronef (2) à voilure fixe comprenant un fuselage (4), deux ailes (6) disposées respectivement de part et d’autre du fuselage (4) et comprenant un bord de fuite respectif, et deux groupes propulsifs (10) disposés respectivement en aval et à distance (H) de chaque aile (6 ; 106), chacun des groupes propulsifs (10) comprenant une nacelle (12 ; 112) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle (12 ; 112) comprenant une paroi inférieure (18 ; 118) munie d’un bord d’attaque et s’étendant sensiblement dans le prolongement l’aile (6 ; 106), l’aéronef (2) étant caractérisé en ce qu’il comprend des moyens pivotants (106.3, 118.1) configurés pour être pivotés, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air (F) dirigée vers les soufflantes (14) est maximisée, vers une seconde position dans laquelle le bord de fuite de l’aile (6 ; 106) est en vis-à-vis du bord d’attaque de la paroi inférieure (18 ; 118).
  8. Aéronef (2) selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens pivotants (106.3) comprennent un volet pivotant (106.3) formant le bord de fuite de l’aile (106) et s’étendant préférentiellement sur toute l’envergure de la nacelle (12).
  9. Aéronef (2) selon la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que les moyens pivotants (118.1) comprennent un bec pivotant (118.1) formant le bord d’attaque de la paroi inférieure (118) et s’étendant préférentiellement sur toute l’envergure de la nacelle (12).
  10. Groupe propulsif (10) pour un aéronef (2) selon la revendication 7, le groupe propulsif (10) comprenant une nacelle (112) accueillant au moins deux soufflantes (14) non coaxiales, ladite nacelle comprenant une paroi inférieure (118), caractérisé en ce que la paroi inférieure (118) comprend un bec (118.1) disposé en amont des soufflantes (14), ledit bec (118.1) étant pivotable, d’une première position dans laquelle la quantité de flux d’air (F) dirigée vers les soufflantes (14) est maximisée, vers une seconde position dans laquelle ledit bec (118.1) est apte à être disposé en vis-à-vis du bord de fuite d’une aile (6 ; 106) de l’aéronef.
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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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