WO2000024633A1 - Avion supersonique a faible consommation de carburant et son procede de fonctionnement - Google Patents

Avion supersonique a faible consommation de carburant et son procede de fonctionnement Download PDF

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WO2000024633A1
WO2000024633A1 PCT/FR1999/002565 FR9902565W WO0024633A1 WO 2000024633 A1 WO2000024633 A1 WO 2000024633A1 FR 9902565 W FR9902565 W FR 9902565W WO 0024633 A1 WO0024633 A1 WO 0024633A1
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turbojets
dilution ratio
supersonic
takeoff
thrust
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Gérard Fournier
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Fournier Gerard
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
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    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the present invention relates to a new concept of supersonic aircraft whose fuel consumption is much lower than that of existing or planned aircraft.
  • This concept is characterized by the use of motors having very different characteristics. Small section motors with high ejection speed are used in transonic climb and supersonic cruise; at low speed to limit noise, they are also used for takeoff. Large section motors at low speed
  • 10 ejectors are used for takeoff, subsonic cruise and approach; they are retracted inside the aircraft on a supersonic cruise.
  • the aircraft according to the present invention is therefore characterized by:
  • Low-ratio engines (with a dilution ratio of less than 3 and preferably less than 0.5) are optimized for supersonic cruising for which their specific thrust is of the order of 300 to 600 m / s. Their specific consumption (engine installed) can then be around 1.1 kg / daN.h. These same motors are dimensioned so as to ensure only the transonic rise. For subsonic cruising, they are put at low speed or stopped, so that the thrust is provided exclusively or almost by engines with a high dilution ratio at least equal to 3, and preferably greater than 6, which can have a consumption specific (motor installed) close to 0.5 kg / daN.h.
  • the ejection speed of engines with a low dilution ratio is reduced (without the need to modify their air intake geometry or to use an ejector) to the value required by the desired noise level, for example about 300 m / s.
  • Engines with a high dilution ratio are dimensioned so as to provide the additional thrust necessary for takeoff with the same average ejection speed. In practice, these latter engines provide more than half of the total take-off thrust and their diameter can be such that they must be retracted one behind the other (if there are two of them), in a section that is not too narrow. of the fuselage, during the supersonic flight.
  • Figure 1 is a bottom view of the rear tip of the aircraft described in the first example, showing the configuration of subsonic flight with two engines with high dilution ratio and two engines with low ratio.
  • FIG. 2 is a bottom view of the same airplane, showing the supersonic configuration with the two engines with large dilution ratios retracted into the fuselage; the first reentry has undergone a rearward translation.
  • FIG. 3 is a partial front view of the same aircraft in the same configuration as in FIG. 1.
  • Figure 4 is a partial front view of the same aircraft during the re-entry maneuver of an engine with high dilution ratio.
  • FIG. 5 is still a partial front view of the same aircraft corresponding to the configuration of FIG. 2.
  • Figure 6 is a partial front view of the aircraft described in the second example, in subsonic flight configuration.
  • FIG. 7 is a side view of the rear of the same aircraft in a supersonic configuration with the engine having a large dilution ratio retracted.
  • Figure 8 is a side view similar to the previous one where the retracted engine feeds a base nozzle.
  • each of the two motors with a low dilution ratio (zero or less than 2) has an air inlet diameter of 2 m.
  • the total thrust of 290 kN in supersonic cruising corresponds to an optimized specific consumption of approximately 1.1 kg / daN.h.
  • These engines with low dilution ratio even when used at their maximum nominal thrust, are possibly insufficient to ensure takeoff of the aircraft at its nominal thrust.
  • the diameter of the two retractable engines is
  • the total air intake section of all the engines is then more than three times that of the fixed engines alone.
  • the two motors with a high dilution ratio can alone provide the total thrust in subsonic cruising of 250 kN so as to obtain a specific consumption of around 0.5 kg / daN.h.
  • the thrust of engines with a high dilution ratio is more than double that of engines with a low dilution ratio.
  • the retractable motors are therefore the main motors and not auxiliary motors.
  • This propulsion system has a noise lower by 10 decibels than the current certification standards (ICAO, Annex 16, Chapter 3).
  • IAO current certification standards
  • the two engines with a large dilution ratio do not cannot be stored side by side.
  • Their working position could be offset axially but, in the present example, it is considered preferable to have the same axial working position. It is therefore necessary to enter the fuselage, preferably downstream of the hold of the main landing gear, a first engine and to move it axially along one or more rails to make room for the second.
  • Figures 1 and 3 show the subsonic cruise configuration, also used for takeoff and approach. In FIG.
  • FIG. 1 shows, from the front, the fuselage (1) and the left wing (2); the left engine with high dilution ratio (11) has its profiled support (4) fixed to its operating arm (3); all the shutters closing cavities (6,7 and 9) are closed.
  • FIG. 4 represents the engine with a large left dilution ratio (11) during its movement for retraction. All the shutters are open.
  • the operating arm (3) moves the motor (11) in rotation about the axis (5).
  • Figure 2 shows a schematic bottom view (i.e. engines drawn although they are hidden by the flaps d (shutter) configuration of transonic rise and supersonic cruise.
  • the engine compartment is separated from the passenger cabin by the watertight bulkhead (10).
  • the engines with high dilution ratio (11 and 12) are used for the final subsonic cruise and for the approach.
  • the control umbilics and the fuel lines are possibly disconnected and reconnected automatically.
  • the total mass of this power plant is around 30 tonnes divided into 10 tonnes for all supersonic engines and 20 tonnes - 0 -
  • This engine can provide only the total thrust on subsonic cruising of 25 kN with a specific consumption of around 0.5 kg / daN.h.
  • it is proposed to retract the engine with a high dilution ratio by a displacement in vertical translation.
  • the engine with a large retracted dilution ratio occupies an entire section of the fuselage.
  • Figures 6 and 7 illustrate the arrangement of these engines during the different flight phases.
  • FIG. 6 represents a front view of the subsonic cruise configuration, also used for takeoff and on approach; all the engines with a high dilution ratio (11) and a low dilution ratio (21 and 22) are in the working position under the wing (2) and the fuselage (1).
  • Figure 7 shows, from the side, the supersonic configuration with the motor (11) retracted thanks to the telescopic support (13).
  • the total mass of this power plant is around 6 tonnes divided into 3 tonnes for supersonic engines and 3 tonnes for the subsonic engine with its operating device.
  • the two examples described in detail above are not limiting.
  • one or more motors can be placed above the wing, on the sides of the fuselage, at the foot of the fin, on any masts, etc.
  • the axial positions of the motors may be different from those shown in the figures.
  • FIG. 8 shows a retracted motor (11) supplied by a grouping of the air samples (31) through a stilling chamber (32) and discharging into a base nozzle (33).
  • Another variant complementary to the previous one, consists in supplying one or more retracted motors with boundary layer samples taken at various locations (taken together or one of them only or several of them) such as the vicinity of the leading edge of the wings, the cockpit, different positions along the fuselage, the fin.
  • these boundary layer samples are likely to reduce the drag of the aircraft and therefore its consumption; in addition, those carried out along the cockpit and the fuselage can reduce the internal noise of the aircraft and all contribute to the reduction of external noise.
  • the supersonic aircraft according to the present invention does not require major developments of entirely new engines.
  • engines with a large dilution ratio exist; in the case of the business aircraft, the engine with a high dilution ratio also exists and the engines with low dilution ratio can be a simple adaptation of an existing military engine.
  • the technology of telescopic or rotary cylinders exists, as well as that of chains with stiffened unwinding.
  • the application of the invention to industrial production will therefore require only a mechanical study of the devices for deploying and retracting engines with a high dilution ratio as well as the examination of its consequences on market research related to construction and operating costs.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant est très inférieure à celle des avions existants ou en projet. Ce concept est caractérisé par l'utilisation de moteurs ayant des caractéristiques très différentes. Des moteurs à petit rapport de dilution (21) sont dimensionnées pour la montée transsonique et optimisés pour la croisière supersonique; à bas régime pour limiter le bruit, ils sont aussi utilisés au décollage. Un ou des moteurs à grand rapport de dilution (11) sont utilisés, seuls ou presque pour la croisière subsonique et l'approche, avec les moteurs (21) au décollage; ils sont escamotés à l'intérieur de l'avion en croisière supersonique.

Description

AVION SUPERSONIQUE A FAIBLE CONSOMMATION DE CARBURANT ET SON PROCEDE DE FONCTIONNEMENT
La présente invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant est très inférieure à celle des avions existants ou en projet. Ce concept est caractérisé par l'utilisation de moteurs ayant 5 des caractéristiques très différentes. Des moteurs de petite section et à grande vitesse d'éjection sont utilisés en montée transsonique et en croisière supersonique; à bas régime pour limiter le bruit, ils sont aussi utilisés au décollage. Des moteurs de grande section et à faible vitesse
10 d'éjection sont utilisés pour le décollage, la croisière subsonique et l'approche; ils sont escamotés à l'intérieur de l'avion en croisière supersonique.
Les projets actuels d'avions de transport supersonique utilisent des moteurs d'un même type qui s'adaptent aux
15 différentes phases de vol. Il faut prévoir que, le survol supersonique des terres étant proscrit à cause du bang sonique, ces avions devront effectuer une fraction importante de leur trajet en croisière subsonique pour de nombreuses missions. Or, par rapport à l'unique avion de
20 transport supersonique existant, le Concorde, les futurs avions auront déjà, malgré les progrès de la technologie, une consommation spécifique (masse de carburant consommée par unité de poussée et par unité de temps) en croisière supersonique plutôt augmentée à cause des
25 complications diverses permettant un décollage moins bruyant. Quant à la croisière subsonique, leur consommation spécifique sera environ le double de celle des avions subsoniques modernes. *-
Tout comme le projet d'avion européen à moteur à
30 cycle variable, les projets américains à mélangeur-éjecteur ne permettent pas de satisfaire aux normes actuelles de bruit et a fortiori aux normes futures renforcées, d'après les résultats actuellement connus. C'est pourquoi le brevet récent WO 97/48600 (Rudolph), après avoir fait un rappel
35 très complet de l'état de l'art actuel, propose l'utilisation au décollage de moteurs auxiliaires subsoniques rétractables. Les propositions faites dans ce brevet (avion et méthode) ne visent qu'à réduire le bruit; en ce qui concerne la consommation spécifique en croisière subsonique, il y est dit explicitement aux pages 43 et 44 (avec référence aux figures 23 et 24) que l'utilisation du ou des moteurs rétractables n'abaisse pas la consommation spécifique. Bien que la revendication 18 de ce brevet concerne un rapport de poussée des moteurs subsoniques aux moteurs supersoniques au moins égal à 1 sur 10, cette borne inférieure est en effet beaucoup trop inférieure à ce qui est proposé dans la présente invention pour permettre une diminution de la consommation spécifique en vol de croisière subsonique. De plus, toutes les descriptions faites dans ce brevet antérieur, avec ou sans référence aux figures, ne permettent pas d'aboutir à toutes les solutions proposées dans la présente invention. Encore plus nettement, sa revendication 1, reprise dans toutes les suivantes, spécifie à l'alinéa c que les seuls moteurs supersoniques utilisés à plein régime peuvent assurer la poussée nominale nécessaire au décollage (même s'ils produisent alors un bruit trop intense), alors qu'ils ne le peuvent pas selon certaines spécifications de la présente invention.
C'est pourquoi il est proposé ici d'obtenir les différentes conditions de poussée avec des moteurs différents et non pas avec des changements de configuration des mêmes moteurs ou avec des moteurs d'appoint. Par ailleurs, les projets de moteurs actuels impliquent des coûts d'étude et de développement considérables avec de gros risques d'échec alors que la présente invention met en oeuvre des moteurs existants (ou proches de ceux qui existent déjà). L'avion selon la présente invention est donc caractérisé par:
- un ou des moteurs fixes à faible rapport (ou taux) de dilution,
- un ou des moteurs escamotables à grand rapport de dilution.
Les moteurs à faible rapport (d'un rapport de dilution inférieur à 3 et de préférence inférieur à 0,5) sont optimisés pour la croisière supersonique pour laquelle leur poussée spécifique est de l'ordre de 300 à 600 m/s. Leur consommation spécifique (moteur installé) peut alors être voisine de 1,1 kg/daN.h. Ces mêmes moteurs sont dimensionnés de façon à assurer seuls la montée transsonique. Pour la croisière subsonique, ils sont mis à bas régime ou arrêtés, de façon que la poussée soit assurée exclusivement ou presque par les moteurs à grand rapport de dilution au moins égal à 3, et de préférence supérieur à 6, qui peuvent avoir une consommation spécifique (moteur installé) voisine de 0,5 kg/daN.h. Au décollage, la vitesse d'éjection des moteurs à faible rapport de dilution est réduite (sans nécessité de modifier leur géométrie de captage d'air ni d'utiliser d'éjecteur) à la valeur que nécessite le niveau de bruit désiré, par exemple environ 300 m/s. Les moteurs à grand rapport de dilution sont dimensionnés de façon à assurer le complément de poussée nécessaire au décollage avec cette même vitesse moyenne d'éjection. En pratique, ces derniers moteurs assurent plus de la moitié de la poussée totale au décollage et leur diamètre peut être tel qu'ils doivent être escamotés l'un derrière l'autre (s'ils sont deux), dans une section pas trop rétrécie du fuselage, pendant le vol supersonique. Deux modes de réalisation de l'invention sont maintenant exposés en détail avec référence aux figures. Les valeurs numériques mentionnées résultent de l'état de l'art antérieur et des activités de recherche de l'inventeur. La figure 1 est une vue de dessous de la pointe arrière de l'avion décrit dans le premier exemple, montrant la configuration de vol subsonique avec deux moteurs à grand rapport de dilution et deux moteurs à faible rapport.
La figure 2 est une vue de dessous du même avion, montrant la configuration supersonique avec les deux moteurs à grand rapport de dilution rentrés dans le fuselage; le premier rentré a subi une translation vers l'arrière.
La figure 3 est une vue de face partielle du même avion dans la même configuration que sur la figure 1.
La figure 4 est une vue de face partielle du même avion pendant la manoeuvre de rentrée d'un moteur à grand rapport de dilution. La figure 5 est toujours une vue de face partielle du même avion correspondant à la configuration de la figure 2.
La figure 6 est une vue de face partielle de l'avion décrit dans le second exemple, en configuration de vol subsonique.
La figure 7 est une vue de côté de l'arrière du même avion en configuration supersonique avec le moteur à grand rapport de dilution rentré.
La figure 8 est une vue de côté semblable à la précédente où le moteur escamoté alimente une tuyère de culot.
On considère d'abord un avion de transport d'environ 300 passagers ayant une poussée totale en montée transsonique de 560 kN. Avec une poussée spécifique proche de 640 m/s, chacun des deux moteurs à faible rapport de dilution (nul ou inférieur à 2) a un diamètre d'entrée d'air de 2 m. La poussée totale de 290 kN en croisière supersonique correspond à une consommation spécifique optimisée d'environ 1,1 kg/daN.h. Ces moteurs à faible rapport de dilution, même utilisés à leur poussée maximale nominale, sont éventuellement insuffisants pour assurer le décollage de l'avion à sa poussée nominale. Pour disposer d'une poussée totale au décollage de 1120 kN à 300 m/s de vitesse moyenne d'éjection sur tous les moteurs, le diamètre des deux moteurs escamotables est de
2,9 m et leur rapport de dilution voisin de 10. La section totale de captage d'air de l'ensemble des moteurs est alors plus de trois fois celle des seuls moteurs fixes. Les deux moteurs à grand rapport de dilution peuvent assurer seuls la poussée totale en croisière subsonique de 250 kN de façon à obtenir une consommation spécifique d'environ 0,5 kg/daN.h. Au décollage, la poussée des moteurs à grand rapport de dilution est plus du double de celle des moteurs à faible rapport de dilution. Les moteurs escamotables sont donc les moteurs principaux et non des moteurs auxiliaires.
Ce système propulsif a un bruit inférieur de 10 décibels aux normes actuelles de certification (OACI, Annexe 16, Chapitre 3). Dans un fuselage de l'ordre de 4 m de diamètre, les deux moteurs à grand rapport de dilution ne peuvent pas être rangés côte à côte. Leur position de travail pourrait être décallée axialement mais, dans le présent exemple, il est jugé préférable d'avoir une même position axiale de travail. Il est donc nécessaire de rentrer dans le fuselage, de préférence en aval de la soute du train d'atterrissage principal, un premier moteur et de le déplacer axialement le long d'un ou plusieurs rails pour faire de la place pour le second. Les figures 1 et 3 représentent la configuration de croisière subsonique, également utilisée au décollage et en approche. Sur la figure 1, tous les moteurs, à grand rapport de dilution (11 et 12) et à faible rapport de dilution (21 et 22) sont en position de travail, représentés sur une vue de dessous de l'arrière de l'avion. La figure 3 représente, de face, le fuselage (1) et l'aile gauche (2); le moteur gauche à grand rapport de dilution (11) a son support profilé (4) fixé à son bras de manoeuvre (3); tous les volets d'obturation de cavités (6,7 et 9) sont fermés. La figure 4 représente le moteur à grand rapport de dilution gauche (11) pendant son déplacement pour escamotage. Tous les volets sont ouverts. Le bras de manoeuvre (3) déplace le moteur (11) en rotation autour de l'axe (5). Sur la figure 5, le moteur (11) a terminé sa rotation et est fixé au rail (8) en vue de sa translation vers l'arrière de la soute; le bras de manoeuvre (3) a été détaché du support profilé (4) et est rentré dans l'aile (2), capot (6) refermé. Après translation du moteur ( 11 ) et rentrée du second moteur à grand rapport de dilution (12), la figure 2 représente en vue de dessous schématique (c'est-à-dire moteurs dessinés bien qu'ils soient cachés par les volets d'obturation) la configuration de montée transsonique et de croisière supersonique. La soute des moteurs est séparée de la cabine des passagers par la cloison étanche (10). Les moteurs à grand rapport de dilution (11 et 12) sont resortis pour la croisière subsonique finale et pour l'approche. Les ombilics de commande et les canalisations de carburant sont éventuellement déconnectés et reconnectés automatiquement. La masse totale de cette installation motrice est d'environ 30 tonnes réparties en 10 tonnes pour l'ensemble des moteurs supersoniques et 20 tonnes - 0 -
pour les moteurs subsoniques avec leurs dispositifs de manoeuvre.
On considère maintenant un avion d'affaires d'environ 20 passagers ayant une masse au décollage de 34 tonnes. Sa poussée totale en montée transsonique est de 56 kN. Avec une poussée spécifique proche de 640 m/s, chacun des deux moteurs monoflux (rapport de dilution nul ou pratiquement nul) a un diamètre de 0,63 m. La poussée totale de 29 kN en croisière supersonique à Mach 2 correspond à une consommation spécifique optimisée d'environ 1,1 kg/daN.h. Pour disposer d'une poussée totale au décollage de 112 kN à 300 m/s de vitesse d'éjection sur tous les moteurs, le diamètre du moteur escamotable est de 1,31 m et son rapport de dilution voisin de 10. Ce moteur peut assurer seul la poussée totale en croisière subsonique de 25 kN avec une consommation spécifique d'environ 0,5 kg/daN.h. Dans cet exemple, plutôt qu'un déplacement en rotation, il est proposé d'escamoter le moteur à grand rapport de dilution par un déplacement en translation verticale. Dans un fuselage de l'ordre de 2 m de diamètre, le moteur à grand rapport de dilution rentré occupe un tronçon de fuselage entier. Les figures 6 et 7 illustrent la disposition de ces moteurs pendant les différentes phases de vol. La figure 6 représente une vue de face de la configuration de croisière subsonique, également utilisée au décollage et en approche; tous les moteurs, à grand rapport de dilution ( 11 ) et à faible rapport de dilution (21 et 22) sont en position de travail sous la voilure (2) et le fuselage ( 1 ). La figure 7 représente, de côté, la configuration supersonique avec le moteur (11) escamoté grâce au support télescopique (13). La masse totale de cette installation motrice est d'environ 6 tonnes réparties en 3 tonnes pour les moteurs supersoniques et 3 tonnes pour le moteur subsonique avec son dispositif de manoeuvre. Les deux exemples décrits en détail ci-dessus ne sont pas limitatifs. Selon des variantes non illustrées, un ou plusieurs moteurs, à grand ou à faible taux de dilution, peuvent être placés au-dessus de la voilure, sur les côtés du fuselage, en pied de dérive, sur des mâts quelconques, etc.. Les positions axiales des moteurs peuvent être différentes de celles représentées sur les figures.
Dans une variante de réalisation il est proposé de faire fonctionner à régime réduit un ou plusieurs moteurs à grand rapport de dilution alors qu'ils sont escamotés et de rejeter leurs gaz (le flux primaire seul de préférence) à la pointe arrière du fuselage. Ce soufflage de culot permet de raccourcir la partie arrière effilée de l'avion et donc de l'alléger tout en diminuant la trainée de culot. La figure 8 montre un moteur escamoté (11) alimenté par un regroupement des prélèvements d'air (31) à travers une chambre de tranquillisation (32) et se déchargeant dans une tuyère de culot (33).
Une autre variante, complémentaire de la précédente, consiste à alimenter un ou plusieurs moteurs escamotés par des prélèvements de couche limite effectués à divers emplacements (pris ensemble ou l'un d'eux seulement ou plusieurs d'entre eux) tels que le voisinage du bord d'attaque des ailes, le cockpit, différentes positions le long du fuselage, la dérive. Selon l'état de l'art connu, ces prélèvements de couche limite sont susceptibles de réduire la trainée de l'avion et donc sa consommation; de plus, ceux effectués le long du cockpit et du fuselage peuvent diminuer le bruit interne de l'avion et tous contribuent à la diminution du bruit externe.
A la différence des projets en cours, l'avion supersonique selon la présente invention ne nécessite pas de gros développements de moteurs entièrement nouveaux. Par exemple, dans le cas de l'avion lourd exposé précédemment, les moteurs à grand rapport de dilution existent; dans le cas de l'avion d'affaires, le moteur à grand rapport de dilution existe également et les moteurs à faible rapport de dilution peuvent être une simple adaptation d'un moteur militaire existant. La technologie des vérins télescopiques ou rotatifs existe, ainsi que celle des chaînes à déroulement raidi. L'application de l'invention à une fabrication industrielle ne nécessitera donc qu'une étude mécanique des dispositifs de déploiement et d'escamotage des moteurs à grand rapport de dilution ainsi que l'examen de ses conséquences sur l'étude de marchés liée aux coûts de construction et d'exploitation.

Claims

REVENDICATIONS
1) Avion supersonique, à faible consommation de carburant mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé par:
- un ou plusieurs turboréacteurs ( 11-12), à rapport de dilution au moins égal à 3, assurant la totalité ou la quasi-totalité de la poussée pendant la croisière subsonique et la majeure partie de la poussée pendant le décollage et la montée,
- un ou plusieurs turboréacteurs (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, arrêtés ou à très bas régime pendant la croisière subsonique et assurant la mineure partie (c'est-à-dire impérativement non nulle) de la poussée pendant le décollage et la montée.
2) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, tels que leur poussée totale maximale nominale soit insuffisante pour assurer le décollage de l'avion à sa poussée nominale (même avec un bruit excédant les normes).
3) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, assurant seuls les phases de montée transsonique et de croisière supersonique pendant que les turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution supérieur à 3 (qui assurent la quasi-totalité de la poussée en croisière subsonique), sont escamotés à l'intérieur de la structure.
4) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3, caractérisé par un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-
22), à rapport de dilution inférieur à 3, dimensionnés pour assurer seuls la montée transsonique et optimisés seulement pour la croisière supersonique, c'est-à-dire ne comportant pas de dispositifs de réduction de bruit au décollage, tels qu'une géométrie variable, des écopes ou un éjecteur. 5) Avion supersonique selon la revendication 4, caractérisé par un niveau de bruit choisi par ailleurs et obtenu par la seule limitation de la vitesse moyenne d'éjection de tous les turboréacteurs, par exemple à 400 m/s et de préférence à environ 300 m/s.
6) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ou les turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution supérieur à 3, assurent au décollage plus de la moitié de la poussée totale et, de préférence, environ les deux tiers, c'est-à-dire que la section d'entrée d'air totale du ou des turboréacteurs escamotables (11-12) est alors environ le double de celle des turboréacteurs fixes (21-22). Une autre formulation équivalente de cette revendication est que, au décollage, le rapport de la poussée des turboréacteurs (11-12) à celle des turboréacteurs (21- 22) est au moins égal à 1 et, de préférence, voisin de 2.
7) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-22) ayant un rapport de dilution inférieur à 0,5.
8) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs escamotables (11-12) ayant un rapport de dilution supérieur à 6. 9) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3, caractérisé en ce que deux gros turboréacteurs escamotés (11-12) sont rangés l'un derrière l'autre le long de l'axe du fuselage, le premier rentré ayant subi une translation grâce à des rails (8). 10) Avion supersonique selon les revendications 1 et
3, caractérisé en ce que le déplacement du ou des turboréacteurs à grand rapport de dilution (11-12), de leur position de travail à la rentrée dans leur soute, est assurée par des bras pivotants (3), ceux-ci pouvant être séparés des supports profilés (4) pour faciliter leur propre escamotage, par exemple dans la voilure (2), et pour permettre la translation du premier turboréacteur rentré. 1 1 ) Avion supersonique selon les revendications 1 et 3, caractérisé en ce que les turboréacteurs escamotés (11- 12) ont leur ombilic de commande et leur canalisation d'alimentation en carburant éventuellement déconnectables et reconnectables automatiquement.
12) Procédé permettant de réduire fortement la consommation en carburant d'un avion supersonique, caractérisé en ce qu'un avion selon la revendication 1
- est propulsé, au décollage et en montée, en majeure partie, par ses turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution et, en mineure partie, par ses turboréacteurs (21- 22) à faible rapport de dilution, le rapport des poussées des deux systèmes étant au moins égal à 1 et, de préférence, voisin de 2, - est propulsé, pendant les phases de croisière subsonique, en quasi-totalité par ses turboréacteurs (11- 12) à grand rapport de dilution, ses turboréacteurs (21- 22) à faible rapport de dilution étant alors à bas régime ou à l'arrêt,de façon à obtenir une consommation spécifique de 0,5 kg/daN.h environ,
- et est propulsé, pendant la croisière supersonique, par ses turboréacteurs (21-22) à faible rapport de dilution, optimisés par le fait qu'ils n'ont pas à être modifiés au décollage pour abaisser leur bruit (cette réduction de bruit étant alors uniquement obtenue par leur fonctionnement à bas régime), ses turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution étant alors escamotés dans la structure de l'avion.
13) Procédé permettant d'obtenir des niveaux de bruit d'environ 10 décibels en dessous des normes internationales actuelles (OACI, Annexe 16, Chapitre 3), caractérisé en ce que tous les turboréacteurs (11-12) et (21-22) de l'avion selon les revendications 1 et 3 ont une vitesse d'éjection inférieure à 400 m/s, et de préférence voisine de 300 m/s, au décollage,en montée et en approche, la section de captage d'air de l'ensemble des turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution étant au moins égale à celle des moteurs fixes (21-22) et, de préférence, environ 2 fois supérieure. REVENDICATIONS MODIFIEES
[reçues par le Bureau International le 15 février 2000 (15.02.00); revendication 3 supprimée; revendications 1,4,9 et 13 modifiées; autres revendications inchangées (4 pages)]
1 ) Avion supersonique, à faible consommation de carburant mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé par:
- un ou plusieurs turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution au moins égal à 3, assurant la majeure partie de la poussée pendant le décollage et la montée, et la totalité ou la quasi-totalité de la poussée pendant la croisière subsonique,
- un ou plusieurs turboréacteurs (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, assurant la mineure partie (c'est- à-dire impérativement non nulle) de la poussée pendant le décollage et la montée, arrêtés ou à très bas régime pendant la croisière subsonique, et assurant seuls les phases de montée transsonique et de croisière supersonique pendant que les turboréacteurs ( 11-12), à rapport de dilution supérieur à 3 , sont escamotés à l'intérieur de la structure.
Du fait que les turboréacteurs ( 11-12) sont les moteurs principaux au décollage, et non des auxiliaires, l'avion est aussi caractérisé par le fait que: - ces turboréacteurs ( 11-12) ont leur centre de gravité nécessairement placé, en position de travail, à l'intérieur du volume contenant les turboréacteurs (21- 22),
- ces turboréacteurs ( 11-12), compte tenu de leur diamètre important, sont nécessairement escamotés dans une partie pas trop rétrécie du fuselage, c'est-à-dire, en pratique, qu'ils rentrent dans le fuselage dans un segment axial compris entre les positions axiales des extrémités des turboréacteurs (21-22). 2) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, tels que leur poussée totale maximale nominale soit insuffisante pour assurer le décollage de l'avion à sa poussée nominale (même avec un bruit excédant les normes).
4) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21- 22), à rapport de dilution inférieur à 3, dimensionnés pour assurer seuls la montée transsonique et optimisés seulement pour la croisière supersonique, c'est-à-dire ne comportant pas de dispositifs de réduction de bruit au décollage, tels qu'une géométrie variable, des écopes ou un éjecteur.
5 ) Avion supersonique selon la revendication 4, caractérisé par un niveau de bruit choisi par ailleurs et obtenu par la seule limitation de la vitesse moyenne d'éjection de tous les turboréacteurs, par exemple à 400 m/s et de préférence à environ 300 m/s.
6) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ou les turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution supérieur à 3, assurent au décollage plus de la moitié de la poussée totale et, de préférence, environ les deux tiers, c'est-à-dire que la section d'entrée d'air totale du ou des turboréacteurs escamotables (11-12) est alors environ le double de celle des turboréacteurs fixes (21-22). Une autre formulation équivalente de cette revendication est que, au décollage, le rapport de la poussée des turboréacteurs (11-12) à celle des turboréacteurs (21- 22) est au moins égal à 1 et, de préférence, voisin de 2.
7) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs fixes (21-22) ayant un rapport de dilution inférieur à 0,5.
8) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par l'utilisation d'un ou plusieurs turboréacteurs escamotables (11-12) ayant un rapport de dilution supérieur à 6.
9) Avion supersonique, à faible consommation de carburant mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé en ce que:
- un ou plusieurs turboréacteurs ( 11-12), à rapport de dilution au moins égal à 3, assurent la majeure partie de la poussée pendant le décollage et la montée, et la totalité ou la quasi-totalité de la poussée pendant la croisière subsonique,
- un ou plusieurs turboréacteurs (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, assurent la mineure partie (c'est- à-dire impérativement non nulle) de la poussée pendant le décollage et la montée, et sont arrêtés ou à très bas régime pendant la croisière subsonique, - ces turboréacteurs fixes (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, assurent seuls les phases de montée transsonique et de croisière supersonique pendant que les turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution supérieur à 3, sont escamotés à l'intérieur de la structure, - ces deux gros turboréacteurs escamotés (11-12) sont rangés l'un derrière l'autre le long de l'axe du fuselage, le premier rentré ayant subi une translation grâce à des rails (8).
10) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que le déplacement du ou des turboréacteurs à grand rapport de dilution (11-12), de leur position de travail à la rentrée dans leur soute, est assurée par des bras pivotants (3), ceux-ci pouvant être séparés des supports profilés (4) pour faciliter leur propre escamotage, par exemple dans la voilure (2), et pour permettre la translation du premier turboréacteur rentré.
11 ) Avion supersonique selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les turboréacteurs escamotés (11- 12) ont leur ombilic de commande et leur canalisation d'alimentation en carburant éventuellement déconnectables et reconnectables automatiquement. 12) Procédé permettant de réduire fortement la consommation en carburant d'un avion supersonique, caractérisé en ce que:
- la majeure partie de la poussée pendant le décollage et la montée est assurée par un ou plusieurs turboréacteurs ( 11-12), à rapport de dilution au moins égal à 3, - la mineure partie (c'est-à-dire impérativement non nulle) de la poussée pendant le décollage et la montée est assurée par un ou plusieurs turboréacteurs (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3,
- au décollage et en montée, le rapport des poussées des deux systèmes est au moins égal à 1 et, de préférence, voisin de 2, c'est-à-dire que la section totale de captage d'air des turboréacteurs à grand rapport de dilution est alors le double de celle des turboréacteurs à faible rapport de dilution,
- pendant les phases de croisière subsonique, la poussée est assurée en quasi-totalité par les turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution, les turboréacteurs (21-22) à faible rapport de dilution étant alors à bas régime ou à l'arrêt, de façon à obtenir une consommation spécifique de 0,5 kg/daN.h environ,
- la poussée est assurée, pendant le vol supersonique, par les seuls turboréacteurs (21-22) à faible rapport de dilution, optimisés par le fait qu'ils n'ont pas à être modifiés au décollage pour abaisser leur bruit (cette réduction de bruit étant alors uniquement obtenue par leur fonctionnement à bas régime), les turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution étant alors escamotés dans la structure de l'avion. 13) Procédé permettant d'obtenir des niveaux de bruit au décollage d'un avion supersonique d'environ 10 décibels en dessous des normes internationales actuelles (OACI, Annexe 16, Chapitre 3), caractérisé en ce que:
- un ou plusieurs turboréacteurs (11-12), à rapport de dilution au moins égal à 3, assurent la majeure partie de la poussée pendant le décollage et la montée,
- un ou plusieurs turboréacteurs (21-22), à rapport de dilution inférieur à 3, assurent la mineure partie (c'est- à-dire impérativement non nulle) de la poussée pendant le décollage et la montée,
- tous les turboréacteurs (11-12) et (21-22) de l'avion ont une vitesse d'éjection inférieure à 400 m/s, et de préférence voisine de 300 m/s, au décollage et en montée, la section de captage d'air de l'ensemble des turboréacteurs (11-12) à grand rapport de dilution étant au moins égale à celle des moteurs fixes (21-22) et, de préférence, environ 2 fois supérieure. DECLARATION SELON L'ARTICLE 19.1
Certaines revendications sont modifiées de façon à mieux dégager les aspects innovants de l'invention, c'est-à-dire les caractéristiques des moteurs proposés et leurs modes de fonctionnement dans les différentes phases du vol. Des spécifications nouvelles sont ajoutées à la revendication 1 et la 3 y est intégrée. La revendication 9, qui est la seule avec la 11 à ne pas être visée par les documents de catégorie "X" ou "Y", est modifiée de façon à devenir indépendante des anciennes revendications 1 et 3. De même, les procédés décrits dans les revendications 12 et 13 ne se réfèrent plus à aucune revendication précédente. Encore davantage que pour les descriptions de l'avion, l'accent y est mis sur les caractéristiques nouvelles et la mise en oeuvre des moteurs et non sur les formes et dispositions, au point que, dans la nouvelle revendication indépendante 13, il n'est même pas mentionné que certains turboréacteurs sont escamotables.
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