FR3135707A1 - Groupe propulsif, aeronef et mise en œuvre assurant le controle directionnel dudit aeronef - Google Patents

Abstract

GROUPE PROPULSIF, AERONEF ET MISE EN ŒUVRE ASSURANT LE CONTROLE DIRECTIONNEL DUDIT AERONEF La présente invention concerne un aéronef à voilure fixe comprenant un fuselage, deux ailes, et deux groupes propulsifs (8) disposés respectivement de part et d’autre du fuselage et en aval des ailes, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle (10) en aval du centre de gravité de l’aéronef et accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales, la nacelle ayant une paroi supérieure et une paroi inférieure (12) apportant de la portance à l’aéronef, ladite nacelle comprenant des parois verticales (16) reliant la paroi supérieure à la paroi inférieure, remarquable en ce que au moins une des parois verticales comprend une gouverne (20) formant tout ou partie de son bord de fuite.L’invention a également pour objet un procédé de mise en œuvre d’un tel aéronef. (Figure à publier avec l'abrégé : Figure 6)

Description

GROUPE PROPULSIF, AERONEF ET MISE EN ŒUVRE ASSURANT LE CONTROLE DIRECTIONNEL DUDIT AERONEF

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 d’augmenter la portance de l’avion, résultant en une diminution de la consommation de carburant.

Les surfaces portantes de la nacelle ajoutent de la traînée à l’avion et rendent l’aéronef moins maniable car l’efficacité des gouvernes de l’empennage est réduite comparativement à un aéronef sans nacelle portante. Pour compenser cette perte de manœuvrabilité, il est possible d’ajuster la poussée des moteurs différemment d’un côté ou de l’autre du fuselage, pour créer un moment de lacet. Cette technique n’est pas optimale car, les surfaces portantes restant identiques, une différence de poussée entraîne un moment roulis : la nacelle qui offre la plus grande poussée aspire un plus grand débit et donc une portance plus importante que l’autre nacelle. La différence de portance tend donc à faire pivoter l’aéronef sur son axe longitudinal (roulis). Le moment de roulis doit être compensé et le gain en manœuvrabilité devient nul car cette compensation « grignote » sur les débattements angulaires des gouvernes. En outre, ce type de contrôle par un différentiel de poussée est « actif » et ne fonctionne pas dans les situations où un des moteurs est défaillant. Il est donc opportun de proposer une solution alternative pour garantir la manœuvrabilité (notamment en lacet) d’un aéronef à nacelles oblongues en toutes circonstances.

La présente invention a pour objectif de proposer un groupe propulsif pour un aéronef bénéficiant des avantages de l’art antérieur en termes de faible traînée et portance accrue, mais permettant un meilleur contrôle directionnel suivant toutes les conditions de vol que peut rencontrer l’aéronef, dont une panne moteur, offrant ainsi à l’aéronef une meilleure maniabilité.

L’invention a pour objet un aéronef à voilure fixe comprenant un fuselage, deux ailes, et deux groupes propulsifs disposés respectivement de part et d’autre du fuselage et en aval des ailes, chacun des groupes propulsifs comprenant une nacelle en aval du centre de gravité de l’aéronef et accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales, la nacelle ayant une paroi supérieure et une paroi inférieure apportant de la portance à l’aéronef, ladite nacelle comprenant des parois verticales reliant la paroi supérieure à la paroi inférieure, remarquable en ce que au moins une des parois verticales comprend une gouverne formant tout ou partie de son bord de fuite.

Le profil de la nacelle n’est pas de forme sensiblement circulaire, mais est plutôt oblong ou rectangulaire, la nacelle accueillant au moins deux soufflantes non coaxiales.

La gouverne est capable de modifier la direction d’un flux d’air sortant du groupe propulsif de l’aéronef, cette modification conduit à un changement de l’orientation de la direction de la poussée.

On comprend du terme « tout ou partie » du bord de fuite des parois verticale, que chaque gouverne peut s’étendre sur la totalité d’une étendue verticale de la paroi verticale, ou sur une partie de ladite étendue, entre 30% et 70% par exemple.

Avantageusement, le fait de rendre possible des variations de l’orientation de la poussée de chaque groupe propulsif permet d’augmenter la maniabilité de l’avion et peut aller jusqu’à rendre l’empennage de l’aéronef superflu.

De plus, la surface portante de la nacelle est placée derrière le centre de gravité et contribue ainsi à la stabilité longitudinale de l’aéronef. De la même manière, les parois verticales (internes ou aux extrémités latérales) de la nacelle contribuent à la stabilité directionnelle.

Ainsi, la fonction de stabilisation (horizontale et verticale) de l’empennage peut être assurée par la nacelle. L’empennage est optionnel.

Dans la présente demande, la « stabilité » est entendue comme la tendance à retourner à une condition d’équilibre après avoir subi des perturbations. La stabilité est généralement garantie par les surfaces fixes de la nacelle (surfaces portantes inférieure et/ou supérieure et surfaces verticales).

Le « contrôle » ou la « maniabilité » font référence à la capacité à changer la condition d’équilibre. Les variations de moments appliqués à l’avion par le truchement des variations de la direction de la poussée garantissent la bonne maniabilité ou le bon contrôle du mouvement de l’avion.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, chaque gouverne s’étend axialement sur au moins 30% de la dimension axiale de la paroi verticale correspondante. La direction « axiale » est celle qui correspond à l’axe des turbomachines accueillies dans la nacelle, ou également la direction longitudinale de l’aéronef.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les parois verticales comprennent au moins une paroi latérale à au moins une extrémité latérale de la nacelle, ladite paroi latérale comprenant une gouverne.

De préférence, la paroi latérale axialement extérieure à l’axe longitudinal de l’aéronef comprend la gouverne. C’est la paroi de la nacelle étant la plus éloignée du centre de gravité de l’aéronef et qui a donc le plus grand impact sur le moment de lacet. Alternativement, les parois verticales comprennent deux parois latérales aux extrémités latérales de la nacelle, comprenant chacune la gouverne.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les gouvernes sont commandables de façon indépendante.

La commande indépendante des gouvernes permet de dévier le flux d’air en aval de chacune des soufflantes de manière indépendante en aval de chacune des turbomachines. Il est ainsi possible d’ajuster la direction du flux (ou la résultante sur tout le groupe propulsif) de façon plus fine, améliorant ainsi la stabilité et la maniabilité de l’aéronef, notamment en atterrissage par vent de travers.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, les gouvernes sont pivotables sur une plage angulaire de 180° autour d’un axe vertical.

Ce pivotement permet d’imprimer à la poussée une direction inclinée par rapport à la verticale. Optionnellement, les gouvernes peuvent venir sensiblement obturer le passage de l’air dans la nacelle, voire jouer le rôle d’inverseur de poussée à l’atterrissage.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la nacelle comprend en outre au moins un volet pivotant agencé au niveau d’un bord de fuite de la paroi supérieure et/ou inférieure.

De préférence, la nacelle comprend deux volets pivotants, un étant agencé au niveau du bord de fuite de la paroi supérieure et l’autre au niveau du bord de fuite de la paroi inférieure.

L’inclinaison des volets pivotants peut également participer à la portance de l’aéronef en raison de leur impact sur l’orientation de la poussée induite par la génération de plus ou moins de traînée en fonction de leur inclinaison. Ainsi, un réglage fin de la poussée peut être obtenu en cumulant la portance des parois de nacelles et l’orientation des volets pivotants.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la nacelle comprend, en outre, une paroi intermédiaire agencée entre la paroi supérieure et la paroi inférieure, l’au moins un volet pivotant étant apte à venir en contact de ladite paroi intermédiaire.

Chacun des volets peut être actionné indépendamment des deux autres volets

Le flux généré par la soufflante est annulaire et les deux flux issus de la paroi intermédiaire sont semi-cylindriques.

Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la gouverne et l’au moins un volet pivotant sont conjointement actionnables pour faire varier la direction de la poussée d’un angle compris entre 0 et 90° autour d’un axe vertical et/ou d’un axe transversal et/ou d’un axe longitudinal.

Préférentiellement, l’aéronef est dépourvu d’empennage.

La suppression préférentielle de l’empennage supprime sa traînée visqueuse et la traînée induite par celui-ci, réduit le poids de l’aéronef et en augmente encore la maniabilité.

L’invention a également pour objet un procédé de mise en œuvre d’un aéronef remarquable en ce que ledit aéronef est conforme à l’un des modes de réalisation exposés ci-dessus, le procédé comportant une phase de vol lors de laquelle l’au moins une gouverne agit sur la direction de poussée des groupes propulsifs, générant ainsi un moment de lacet afin de manœuvrer l’aéronef autour d’un axe vertical et/ou d’équilibrer latéralement l’aéronef.

L’invention a également pour objet un procédé de mise en œuvre d’un aéronef remarquable en ce que ledit aéronef est conforme à l’un des modes de réalisation exposés ci-dessus, le procédé comportant une phase de vol lors de laquelle la gouverne et l’au moins un volet pivotant sont conjointement actionnés pour commander la direction de poussée des groupes propulsifs, générant ainsi un moment de lacet autour de l’axe vertical, et/ou un moment de tangage autour de l’axe transversal, et/ou un moment de roulis autour de l’axe longitudinal, afin de manœuvrer l’aéronef et/ou d’équilibrer latéralement ledit aéronef.

Préférentiellement, l’invention a également pour objet un procédé de mise en œuvre d’un aéronef remarquable en ce que ledit aéronef est conforme à l’un des modes de réalisation exposés ci-dessus, le procédé comportant une phase de vol lors de laquelle la ou les gouverne(s) et/ou le ou les volet(s) sont utilisés pour manœuvrer l’aéronef alors qu’un turboréacteur d’un des groupes propulsifs est défaillant.

Les gouvernes et/ou les volets agissent sur la stabilisation ou l’équilibrage de l’aéronef, permettant ainsi d’efficacement manœuvrer ce dernier. En plus des cas de panne moteur, l’aéronef de l’invention permet d’assurer un contrôle directionnel précis en cas de présence d’un vent de travers par exemple, ou lors des phases d’atterrissage et de décollage.

En supplément des avantages techniques discutés ci-dessus, le cumul de la portance des parois de nacelle et de l’orientabilité de la poussée permet un réglage fin des forces en présence et par conséquent une trajectoire idéale, à la fois en termes de sécurité que de consommation de carburant.

Aussi, lors d’une phase de vol, la maniabilité de l’aéronef est accrue, l’orientation de la poussée de chaque soufflante venant assister les organes de manœuvres traditionnels.

De plus, la présente invention est aussi avantageuse en ce qu’elle permet de garder la stabilité de l’aéronef en cas de panne moteur (totale ou partielle).

L’invention est adaptable aux avions existants car elle ne requiert pas de modification d’une aile ou d’un fuselage standard.

représente un aéronef selon l’état de l’art ;

montre une vue isométrique d’un exemple d’aéronef selon l’invention ;

montre une vue de côté d’un aéronef selon l’invention ;

montre une vue de dessus d’un aéronef selon l’invention ;

illustre une vue isométrique d’un groupe propulsif de l’aéronef de l’invention ;

illustre une vue en coupe transversale du groupe propulsif de la ;

illustre une vue en coupe longitudinale du groupe propulsif de la .

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. La direction transversale 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 1. Celui-ci est composé d’un fuselage 2, d’un empennage 3 et de deux ailes 4, fixes par rapport au fuselage 2. Les ailes 4 peuvent être munies de volets 6.

L’empennage 3 comprend des éléments de voilures fixes et des éléments de voilures mobiles. D’autres éléments (capteurs, caméra, éclairage, etc.) peuvent être accueillis dans l’empennage 3.

De part et d’autre du fuselage 2 et en aval des ailes 4 et de leurs volets 6 se situent deux groupes propulsifs 8. Par « groupe propulsif » on entend un module apte à générer une poussée nécessaire au vol de l’aéronef.

La montre un aéronef 1 selon l’invention.

Le flux généré par les groupes propulsifs 8 tribord FR et bâbord FL peut être orienté à souhait. L’orientation et la valeur absolue (puissance) de la poussée peuvent être régulées indépendamment de chaque côté du fuselage 2. Chacun des groupes propulsifs 8 génère ainsi une poussée respective TR, TL.

Dans l’exemple illustré sur la , le flux généré FR, FL par chacun des groupes propulsifs 8 est pivoté autour de l’axe Y et les poussées respectives ont donc une composante en X et une composante en Z. Comme illustré, il est ainsi possible de générer un moment de roulis MR (autour de l’axe longitudinal X).

Dans cet exemple, l’aéronef 1 est dépourvu d’empennage car celui-ci n’est plus indispensable au vu des surfaces portantes et surfaces verticales de la nacelle, les raisons amenant l’aéronef 1 selon l’invention à être dépourvu d’empennage seront détaillées plus loin dans la présente description. L’invention n’est toutefois pas limitée à ce type d’aéronef.

La illustre une vue de côté de l’aéronef 1 avec son centre de gravité G. Le groupe propulsif 8 comprend une nacelle (décrite plus loin) avec des surfaces générant une portance PN. La poussée TR et la portance PN permettent d’impulser un moment de tangage MT à l’aéronef 1.

En référence à la , les groupes propulsifs de l’aéronef 1 peuvent comprendre des volets pivotants, dont l’un 14.1 est visible ici, agencés au bord de fuite des nacelles, le fonctionnement de tels volets sera détaillé plus loin dans la présente description.

La montre un autre exemple, en vue de dessus. Ici, les poussées TR et TL sont inclinées autour de l’axe Z et créent donc un moment de lacet ML.

Le contrôle indépendant de de l’orientation de la poussée résultante de chaque groupe propulsif 8 permet d’obtenir soit un moment dans une des trois directions (tangage MT, lacet ML ou roulis MR), soit une combinaison de ces moments. Alternativement, aucun moment n’est appliqué au fuselage lorsque les deux groupes propulsifs 8 produisent une poussée TR, TL de même puissance et parallèle au fuselage 2.

Ces moments permettent l’équilibrage de l’aéronef 1 longitudinalement et latéralement. La stabilisation est assurée par les surfaces de la nacelle.

L’aéronef 1 est capable d’orienter la direction des poussées TR, TL ce qui permet d’assurer un contrôle directionnel de l’aéronef au moins en partie par le moyen de gouvernes agencées dans la nacelle, des détails sur ces gouvernes sont donnés dans la suite.

A cet effet, les flèches en pointillés illustrent des orientations possibles pour les poussées TR, TL.

La illustre une vue isométrique du groupe propulsif 8 de l’aéronef de l’invention, il s’agit particulièrement du groupe propulsif agencé du côté bâbord de l’aéronef de l’invention.

Le groupe propulsif 8 comprend une nacelle 10. Celle-ci comprend entre autres une paroi inférieure 12, une paroi supérieure 14 et des parois verticales 16 reliant la paroi inférieure 12 à la paroi supérieure 14 et subdivisant la nacelle en plusieurs compartiments. Chaque compartiment accueille une turbomachine dont on aperçoit une soufflante 18.

Les parois verticales 16 peuvent être profilées aérodynamiquement pour faciliter la pénétration de l’air dans chaque compartiment. Les surfaces latérales des parois verticales 16 assurent la stabilité directionnelle car elles sont verticales et placées derrière le centre de gravité G, comme le stabilisateur vertical d’un empennage classique.

La nacelle 10 peut être reliée mécaniquement au fuselage et/ou à l’aile de l’aéronef par des moyens de liaison. Un bras s’étendant sensiblement transversalement depuis le fuselage peut par exemple relier la nacelle 10 au fuselage du côté aval de la nacelle 10.

De préférence, la nacelle 10 est dans une position fixe et immobile par rapport à l’aile de l’aéronef, et plus préférentiellement, la paroi inférieure 12 est dans le prolongement de l’aile, et encore plus préférentiellement, le bord d’attaque de la paroi inférieure 12 est en vis-à-vis du bord de fuite de l’aile et est à distance de ce dernier, ladite distance étant d’environ quelques centimètres et pouvant aller jusqu’à quelques mètres.

La paroi supérieure 14 voit l’écoulement d’air hors du sillage plus rapidement que la paroi inférieure 12. Ceci engendre une dépression au niveau de la paroi supérieure 14 et une surpression de ralentissement au niveau de la paroi inférieure 12 d’où une portance de la nacelle 10.

Dans cette configuration, les parois inférieure 12 et supérieure 14 de la nacelle 10 contribuent à la stabilité longitudinale de l’aéronef.

La nacelle 10 comprend une pluralité de soufflantes 18, et précisément quatre soufflantes 18. Il est entendu que le nombre de soufflantes 18 peut être choisi en fonction de la poussée souhaitée pour l’aéronef et en fonction de l’encombrement disponible sur l’aile.

Les soufflantes 18 sont entraînées en rotation par une turbine respective. Chacune peut faire partie d’un ensemble autonome (type turboréacteur avec compresseur, chambre de combustion et turbines). Alternativement les turbines qui entraînent les soufflantes 18 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 18 sont entraînées par un moteur électrique.

La illustre une vue en coupe du groupe propulsif 8 de la suivant le plan transversal A.

Les parois verticales 16 comprennent des gouvernes 20 qui pivotent autour d’un axe vertical 16.2 (parallèle à Z). Chaque gouverne 20 s’étend axialement sur au moins 30% de la dimension axiale L de la paroi verticale correspondante, i.e. suivant l’axe des soufflantes 18.1 (étant sensiblement parallèle à l’axe longitudinal X de l’aéronef). La gouverne 20 s’étend ici sur une partie seulement de la paroi verticale 16 : on voit ici une extrémité de la paroi verticale 16 qui reste fixe, en-dessous de la gouverne 20. La gouverne 20 peut s’étendre verticalement sur au moins la moitié de la paroi verticale.

La nacelle 10 comprend deux parois latérales 17 à ses extrémités latérales (dont une seule est visible ici), et au moins une des parois latérales 17 comprend une gouverne 20. Préférentiellement, la paroi latérale 17 axialement extérieure à l’axe longitudinal de l’aéronef comprend la gouverne 20. Toutefois, les deux parois latérales 17 disposés aux deux extrémités latérales de la nacelle 10 peuvent toutes deux comprendre une gouverne 20.

Les gouvernes sont pivotables sur une plage angulaire allant jusqu’à de 180° autour de leur axe vertical respectif 16.2. Optionnellement la plage angulaire peut être plus restreinte, comme par exemple 120°.

Il est à noter que la gouverne 20 et les volets pivotants peuvent être entraînés en rotation au moyen d’une motorisation électrique ou hydraulique, similairement au gouvernes classiques de l’empennage 3 de la .

Le pivotement de la gouverne 20 est matérialisé par l’angle α sur la , entre l’orientation 20.1 de la gouverne 20 et la direction longitudinale des parois 16.1.

L’angle α peut prendre toute valeur adaptée à l’orientation désirée de la poussée de la turbomachine adjacente à la gouverne. Cet angle peut être égal au plus à 90° et au moins à 1°, et plus préférentiellement, l’angle α est égal à 10° lors d’un virage conventionnel à 30°.

Avantageusement, l’angle α agit directement sur la direction du flux généré FL, ce qui permet de modifier la direction de la poussée de l’aéronef. A cet effet, les gouvernes 20 contribuent activement au contrôle directionnel de l’aéronef.

Les gouvernes 20 sont dans une position neutre de référence quand l’angle α est nul.

Bien que la illustre les gouvernes 20 des différentes parois 16, 17 dans une même orientation, les gouvernes peuvent être commandées indépendamment l’une de l’autre pour obtenir un réglage fin de la poussée résultante, en déviant le flux d’air (et donc la poussée) de chaque turbomachine indépendamment.

La illustre une vue en coupe longitudinale du groupe propulsif de la , réalisée suivant la direction 18.1 de l’axe de la soufflante 18.

En référence à la , la paroi supérieure 14 et la paroi inférieure 12 comprennent respectivement des volets pivotants 14.1 et 12.1 agencés dans le prolongement desdites parois, et notamment dans leur bord de fuite respectifs.

Les volets pivotants 14.1 et 12.1 peuvent former le bord de fuite de la paroi supérieure 14 et de la paroi inférieure 12.

La nacelle 10 peut comprendre les gouvernes 20 et être dépourvue des volets pivotants 14.1 et 12.1. Dans une autre variante, la nacelle 10 peut comprendre uniquement les volets pivotants et être dépourvue de gouvernes.

Le pivotement des volets 14.1, 12.1 se fait sensiblement autour des axes 14.2 et 12.2, respectivement, chacun desdits axes 14.2, 12.2 étant transversal et parallèle à la direction Y.

Les pointillés illustrent une autre position possible des volets 14.1, 12.1.

Chaque volet peut être commandé indépendamment de l’autre volet.

Dans la variante illustrée dans la , la nacelle 10 combine l’agencement des gouvernes 20 et des volets pivotants 14.1, 12.1. A cet égard, il est préférable que chacun de axes de pivotement 14.2, 12.2 est agencé sensiblement axialement au même niveau que le bord de fuite de la gouverne 20, ou en aval dudit bord de fuite. Cela permet d’éviter toute interférence mécanique entre les volets 14.1, 12.1 et les gouvernes 20, notamment en cas de pivotement radialement interne des volets 14.1, 12.1.

Toutefois, les volets pivotants 14.1 et 12.1 sont aptes à pivoter radialement extérieurement, tel que le volet 14.1 illustré dans la .

La nacelle 10 comprend préférentiellement une paroi intermédiaire 22 agencée entre la paroi supérieure 14 et la paroi inférieure 12 et parallèle à celles-ci. La paroi intermédiaire 22 peut également être munie d’un volet du même type que les volets 12.1, 14.1 des parois supérieure 14 et inférieure 12.

Dans une alternative non représentée, un seul volet pivotant est agencé, par exemple sur la paroi inférieure 12 (respectivement supérieure 14) en vis-à-vis d’une paroi supérieure 14 fixe (respectivement inférieure 12 fixe).

Le pivotement des volets 14.1, 12.1 génère une déviation du flux d’air annulaire F vers un flux sortant F’ pouvant avoir une direction inclinée par rapport à l’axe de la soufflante 18.1. Ainsi, le flux F’, combiné aux autres flux F’ des autres soufflantes 18 de la nacelle 10 génère une poussée résultante (TR, TL, sur les figures 2 à 4).

Les volets 14.1, 12.1 peuvent aussi être utilisés pour pivoter dans une direction opposée l’un de l’autre, de sorte à réduire ou agrandir le passage de l’air. Dans une variante, les volets peuvent pivoter l’un vers l’autre, précisément vers la paroi intermédiaire 22, jusqu’à l’obturation du passage de l’air, le flux étant alors redirigé vers des orifices de la nacelle inversant ainsi la poussée (par exemple lors d’un atterrissage).

La combinaison des gouvernes 20 et des volets pivotants 14.1, 12.1 permet avantageusement d’assurer un contrôle directionnel précis de l’aéronef. En effet, chaque nacelle 10 est commandée indépendamment, et chaque gouverne 20 peut être commandée indépendamment également. Il est ainsi possible d’obtenir une poussée résultante qui procure à l’aéronef un moment de tangage et/ou de roulis et/ou de lacet, pour améliorer la maniabilité de l’avion en virage, descente ou montée, pour équilibrer l’avion.

De plus, dans le cas d’un turboréacteur défaillant de l’aéronef, ce dernier reste tout de même capable de se stabiliser, par exemple en obturant partiellement le passage d’air de la nacelle appartenant au groupe propulsif non défaillant de l’aéronef au moyen des volets pivotants afin de créer une trainée qui compensera la traînée qui sera créée par le groupe propulsif défaillant.

De plus, l’aéronef de l’invention est capable d’assurer un contrôle directionnel fin pour manœuvrer l’aéronef en toute sécurité, par exemple par le moyen des gouvernes.

En effet, dans une configuration de panne moteur, il est possible que l’aéronef ne génère aucune poussée, l’aéronef est donc dirigé uniquement par un flux d’air « passif », les volets pivotants contribuent activement à manœuvrer l’aéronef en garantissant le contrôle directionnel nécessaire.

L’empennage de l’avion devient optionnel, car les fonctions de stabilisation, d’équilibrage et de montée/descente de l’avion peuvent être assurées par un contrôle synchrone ou différentiel entre les deux groupes propulsifs et par les surfaces fixes de la nacelle.

Claims (10)

1. Aéronef (1) à voilure fixe comprenant un fuselage (2), deux ailes (4), et deux groupes propulsifs (8) disposés respectivement de part et d’autre du fuselage (2) et en aval des ailes (4), chacun des groupes propulsifs (8) comprenant une nacelle (10) en aval du centre de gravité (G) de l’aéronef (1) et accueillant au moins deux soufflantes (18) non coaxiales, la nacelle (10) ayant une paroi supérieure (14) et une paroi inférieure (12) apportant de la portance à l’aéronef (1), ladite nacelle (10) comprenant des parois verticales (16) reliant la paroi supérieure (14) à la paroi inférieure (12), caractérisé en ce que au moins une des parois verticales (16) comprend une gouverne (20) formant tout ou partie de son bord de fuite.
2. Aéronef (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque gouverne (20) s’étend axialement sur au moins 30% de la dimension axiale de la paroi verticale (16) correspondante.
3. Aéronef (1) selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que les parois verticales (16) comprennent au moins une paroi latérale (17) à au moins une extrémité latérale de la nacelle (10), ladite paroi latérale (17) comprenant une gouverne (20).
4. Aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les gouvernes (20) sont commandables de façon indépendante.
5. Aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les gouvernes (20) sont pivotables sur une plage angulaire de 180° autour d’un axe vertical (Z).
6. Aéronef (1) selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la nacelle (10) comprend en outre au moins un volet pivotant (12.1, 14.1) agencé au niveau d’un bord de fuite de la paroi supérieure (14) et/ou inférieure (12).
7. Aéronef (1) selon la revendication 6, caractérisé en ce que la nacelle (10) comprend, en outre, une paroi intermédiaire (22) agencée entre la paroi supérieure (14) et la paroi inférieure (12), l’au moins un volet pivotant (12.1, 14.1) étant apte à venir en contact de ladite paroi intermédiaire (22).
8. Aéronef (1) selon l’une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce que la gouverne (20) et l’au moins un volet pivotant (12.1, 14.1) sont conjointement actionnables pour faire varier la direction de la poussée (TR, TL) d’un angle (α) compris entre 0 et 90° autour d’un axe vertical (Z) et/ou d’un axe transversal (Y) et/ou d’un axe longitudinal (X).
9. Procédé de mise en œuvre d’un aéronef (1) caractérisé en ce que l’aéronef (1) est selon l’une des revendications 1 à 8, le procédé comportant une phase de vol lors de laquelle l’au moins une gouverne (20) agit sur la direction de poussée (TR, TL) des groupes propulsifs (8), générant ainsi un moment de lacet (ML) afin de manœuvrer l’aéronef (1) autour d’un axe vertical (Z) et/ou d’équilibrer latéralement l’aéronef (1).
10. Procédé de mise en œuvre d’un aéronef (1) caractérisé en ce que l’aéronef (1) est selon l’une des revendications 6 à 8, le procédé comportant une phase de vol lors de laquelle la gouverne (20) et l’au moins un volet pivotant (12.1, 14.1) sont conjointement actionnés pour commander la direction de poussée (TR, TL) des groupes propulsifs (8), générant ainsi un moment de lacet (ML) autour de l’axe vertical (Z), et/ou un moment de tangage (MT) autour de l’axe transversal (Y), et/ou un moment de roulis (MR) autour de l’axe longitudinal (X), afin de manœuvrer l’aéronef (1) et/ou d’équilibrer latéralement ledit aéronef (1).