WO2010018323A1 - Mât de moteur pour aéronef - Google Patents

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WO2010018323A1
WO2010018323A1 PCT/FR2009/000988 FR2009000988W WO2010018323A1 WO 2010018323 A1 WO2010018323 A1 WO 2010018323A1 FR 2009000988 W FR2009000988 W FR 2009000988W WO 2010018323 A1 WO2010018323 A1 WO 2010018323A1
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WO
WIPO (PCT)
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aircraft
engine
primary structure
vertical
transverse direction
Prior art date
Application number
PCT/FR2009/000988
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English (en)
Inventor
John Skelly
Alexis Laporte
Original Assignee
Airbus Operations
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations filed Critical Airbus Operations
Priority to US13/058,339 priority Critical patent/US20110204179A1/en
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
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    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49716—Converting

Definitions

  • the present invention relates to an engine mast for an aircraft.
  • a motor pylon according to the invention or of the prior art is described in the position it takes when it is mounted in an aircraft and that this aircraft is observed placed on the ground, on a horizontal plane.
  • the terms “vertical”, “horizontal”, “upper”, “lower”, etc. used to describe parts or elements of the engine pylon, the aircraft or any other device, are related to this position.
  • the term “transverse” refers to a direction, said transverse direction, substantially orthogonal to the longitudinal direction of the aircraft and substantially horizontal (when the aircraft is on the ground); in the case of an airplane, this transverse direction corresponds to the direction of the wingspan of the aircraft.
  • a motor mast is a connecting device through which a motor is hooked to a wing or fuselage or the tail of an aircraft.
  • the engine pylon is fixed on the one hand to the crankcase of the engine and on the other hand to the primary structure of the wing, the fuselage or the tail of the aircraft, using fastening devices which can be more or less complex.
  • An engine mast usually includes:
  • this primary structure adapted to transmit to the structure of the aircraft the forces, and in particular the thrust, generated by the engine; this primary structure generally forms a box comprising in particular longitudinal members, crosspieces and ribs; this box is symmetrical with respect to a median vertical longitudinal plane (plane containing the vertical and longitudinal directions, and separating the box in two equal parts),
  • a secondary structure adapted to house, separate and possibly carry electrical cable trays, hydraulic systems, fuel conduits ... and to delimit air passages,
  • WO 03/074359 discloses a motor pylon whose primary structure has an increasing width towards the rear.
  • this mast comprises, for its connection with the aircraft, two rear fasteners disposed asymmetrically with respect to the vertical plane passing through the longitudinal axis of the engine.
  • the primary structure of the mast is also generally asymmetrical with respect to this plane.
  • EP 1 538 080 provides another example of a turboprop mast, whose primary structure comprises a sub-wing box rear.
  • the primary structure of this mast, as well as its aircraft fasteners, are symmetrical with respect to a vertical plane passing through the longitudinal axis of the turboprop. Such symmetry is desirable in terms of motor torque recovery.
  • a particular function of a motor pylon is to transmit to the structure of the aircraft the thrust forces generated by the engine.
  • the vibrations of the motor are also transmitted.
  • the aircraft is subjected in flight aerodynamic constraints that can maintain the engine vibration or the phenomena they cause, or directly cause other equally damaging vibration phenomena.
  • all or part of the cell of an aircraft may be affected by problems of:
  • the aim of the invention is to provide a motor pylon which at least partially overcomes the aforementioned problems, and in particular the problems of floating, tremor and limited cyclic oscillations, and which moreover has a mass equivalent to or barely greater than that of the known engine masts used as well as aircraft fasteners arranged symmetrically with respect to a median vertical longitudinal plane.
  • the invention aims in particular to propose a solution to the problem of floating which is more effective than known prior solutions, without significant increase in mass.
  • Another object of the invention is to provide a simple engine engine mast.
  • Another object of the invention is to make it possible to limit the aforementioned problems (and in particular the problems of floating, tremor and limited cyclic oscillations) by modifying to a small extent an existing mast model with which these problems can be encountered.
  • An object of the invention is to propose a modification that requires few calculations, is carried out at lower cost and increases only little or not the mass of the existing mast. The invention thus aims to avoid having to design a complete new engine mast for aircraft in progress or in preparation for construction, when floating problems are noted on an existing aircraft of the same model.
  • the invention relates to an aircraft engine mast comprising a primary structure comprising attachment points, said aircraft attachment points, for connecting the mast with a device for connecting said mast to a part of the mast. a cell of an aircraft, said aircraft attachment points being arranged symmetrically with respect to a plane longitudinal vertical median of the mast.
  • the engine pylon according to the invention is characterized in that this primary structure is asymmetrical with respect to the median vertical longitudinal plane and has fundamental natural modes of vibration in a vertical direction decoupled from its fundamental natural modes of vibration in a transverse direction.
  • two eigen modes are said to be "decoupled" when they present distinct forms and / or distinct frequencies.
  • the invention is therefore based on two principles:
  • the decoupling of the fundamental vertical and transverse fundamental modes of the primary structure of the engine pylon makes it possible to considerably reduce the risks of flutter, tremor and limited cyclical oscillations of an aircraft, and in particular of the latter's wings, equipped with such an engine pylon.
  • This decoupling provides very satisfactory results in terms of attenuation of the vibrations induced by the motors in the structure of the aircraft. In the case of a twin-engine aircraft or more, these results are valid if the aircraft is equipped with port and starboard engines rotating in the same direction or rotating in the opposite direction.
  • the first ten harmonics of the fundamental eigen modes of vibration in the vertical direction and in the transverse direction of a mast primary structure according to the invention are also all decoupled;
  • the invention thus extends to a method of modifying an aircraft engine mast model comprising a known symmetrical primary structure, characterized in that one side of said primary structure is reinforced so as to make it asymmetric with respect to to a median vertical longitudinal plane and so that it has fundamental natural modes of vibration in the vertical direction decoupled from its fundamental modes of vibration in the transverse direction.
  • the first ten harmonics of the fundamental vertical and transverse fundamental modes of the modified primary structure are decoupled.
  • each fundamental natural frequency of the primary structure (of a motor pylon according to the invention) in the vertical direction and its closest fundamental fundamental frequency in the transverse direction is, in absolute value, greater than 0 , 3 Hz.
  • the primary structure of the engine pylon according to the invention has a symmetrical envelope shape with respect to the median vertical longitudinal plane.
  • envelope shape means the shape of a continuous (fictional) surface enveloping the primary structure as closely as possible.
  • the primary structure of the engine pylon according to the invention comprises upper-upper and lower attachment points-as previously defined (and in particular arranged symmetrically with respect to the median vertical longitudinal plane), for its connection with a device, said aircraft attachment device. It further comprises attachment points - generally lower- said engine attachment points, for its connection with a device, said engine attachment device, allowing the connection of said mast engine to the crankcase of an engine.
  • the primary structure of the engine mast according to the invention comprises at least one upper aircraft attachment point said left aircraft attachment point, and an opposite upper aircraft attachment point said right aircraft attachment point, said left and right aircraft attachment points being spaced in the transverse direction (and being symmetrical with respect to the median longitudinal plane).
  • this primary structure may comprise several aircraft attachment points - respectively engine-left and several aircraft attachment points - respectively right-engine; the characteristics defined below for a couple of aircraft attachment points -respectively motor- can be applied to other pairs of aircraft attachment points -respectively motor- of the engine pylon.
  • the primary structure of the engine pylon preferably comprises a side wall, said left side wall, and an opposite side wall, said right side wall.
  • the primary structure of the engine pylon according to the invention has one or more of the following characteristics:
  • interface stiffness at a point in one direction usually defines the ratio between the variation of the force applied at this point in this direction and the displacement (variation of position) of said point in said direction (under the effect of this force);
  • each vertical stiffening rib of the left side wall corresponds to a vertical stiffening rib of the right side wall, and vice versa;
  • one of said side walls (left or right) comprises one or more stiffening ribs which are reinforced relative to the corresponding stiffening ribs of the other wall;
  • one of its lateral walls (left or right) comprises one or more additional vertical stiffening ribs with respect to the other lateral wall;
  • the ratio between, on the one hand, its interface stiffness at the aircraft attachment points in the vertical direction, and, on the other hand, its interface stiffness at the aircraft attachment points in the transverse direction is greater than one minimum threshold greater than 1 and preferably greater than or equal to 1.3; this minimum threshold can be a constant value or a function of one or more structural parameters which can be chosen from the interface stiffness of the primary structure of the engine pylon in the transverse direction at the aircraft attachment points, the stiffness interface of the aircraft attachment device in the vertical direction at the aircraft attachment points of the engine pylon, the stiffness of the wing structure in the transverse direction, the stiffness of the wing structure in the vertical direction; this function can be continuous or discontinuous, linear or not, etc. ;
  • the ratio between, on the one hand, its interface stiffness at the aircraft attachment points in the vertical direction, and, on the other hand, its interface stiffness at the aircraft attachment points in the transverse direction is lower than at a maximum threshold of less than 1 and preferably less than or equal to 0.7;
  • this maximum threshold may be a constant value or a function of one or more structural parameters such as those mentioned in the previous paragraph; this function can be continuous or discontinuous, linear or not, etc. ;
  • the ratio between, on the one hand, its interface stiffness at the engine attachment points in the vertical direction, and on the other hand its interface stiffness at the engine attachment points in the transverse direction is greater than one minimum threshold greater than 1 and preferably greater than or equal to 1.3; as previously explained, this minimum threshold may be a constant value or depend on one or more structural parameters;
  • the ratio between, on the one hand, its interface stiffness at the engine attachment points in the vertical direction, and, on the other hand, its interface stiffness at the engine attachment points in the transverse direction is less than one maximum threshold less than 1 and preferably less than or equal to 0.7; as previously explained, this maximum threshold may be a constant value or depend on one or more structural parameters.
  • the fact that the ratio between the interface stiffness in the vertical direction at the aircraft attachment points -respectively engine-and the interface stiffness in the direction transverse to said aircraft attachment points - respectively motor- not close to 1 can apply to interface damping coefficients.
  • the practical realization of these characteristics leads to engine mast structures which can be more complex when the damping coefficients are concerned.
  • the present invention extends to an aircraft comprising at least one engine mast according to the invention.
  • an aircraft comprising at least one engine mast according to the invention at each of its two wings.
  • the invention applies to a twin-engine aircraft, three-engine, four-engine, etc.
  • all the engine masts of an aircraft, and in particular an aircraft, according to the invention are engine masts according to the invention.
  • an aircraft according to the invention comprises engine masts whose primary structures have fundamental natural modes of vibration in the vertical direction-respectively transverse direction-which are decoupled from rigid modes and flexible natural modes of vibration in the vertical direction. respectively transverse of the aircraft or critical parts thereof such as the wing or the fuselage.
  • the fundamental eigen modes (vertical and transverse) of each engine mast the rigid longitudinal modes of the aircraft (incidence oscillation, phugoid), the rigid transverse (lateral) modes of the aircraft (skid oscillation , roll) and their coupling (roll-lace coupling, spiral, Dutch roll), the flexible clean modes of the wing of the aircraft, and in particular of each of its wings if it is an airplane, and the flexible modes of the fuselage of the aircraft are all decoupled, that is to say are all different from each other.
  • FIG. 1 is a diagrammatic front elevational view of an aircraft
  • FIG. 2 is a diagrammatic side elevational view of the aircraft of FIG. 1, and
  • FIG. 3 is a schematic perspective view of the primary structure of a motor pylon according to the invention, represented in the position it takes when the engine pylon is mounted in an observed aircraft placed on a horizontal ground, such as that illustrated in Figures 1 and 2.
  • Figures 1 and 2 illustrate an aircraft placed on a horizontal ground.
  • the arrow L represents the longitudinal direction of the aircraft
  • the arrow T represents its transverse direction (which corresponds to the direction of its span)
  • the arrow V indicates the vertical direction (which corresponds to the direction of the aircraft). gravity when the aircraft is on the ground).
  • the primary structure of the engine pylon illustrated in FIG. 3 comprises in the usual way:
  • rear upper spars including a right lateral spar 3, a left lateral spar 4 and possibly intermediate spars (not shown),
  • vertical ribs (which extend in a substantially vertical direction when the engine pylon is mounted in an aircraft), including straight lateral ribs 12 which extend between the upper right spars 1, 3 and the lower right spar 5 , and left lateral ribs 13 which extend between the left upper spars 2, 4 and the left lower spar 6.
  • the vertical straight ribs 12 define a right side wall 14, which may be perforated (and for example constituted by the only ribs 14) or full (such a solid wall is not shown in Figure 3 for the sake of clarity).
  • the left vertical ribs 13 delimit a left side wall 15 which may be perforated (and for example consisting of only the ribs 13) or full (such a solid wall is not shown for the sake of clarity);
  • Aircraft attachment points for connecting the engine pylon to an upper aircraft attachment device enabling said engine pylon to be connected to a part, for example a wing, of the cell of an aircraft.
  • Aircraft attachments include in particular a right front upper attachment point 16 and an upper left front attachment point 17 spaced and facing each other in the transverse direction (these points are referred to as "points before” as they are connected to a front part of the aircraft attachment device, but they extend in a relatively central area of the engine pylon).
  • These front aircraft attachment points are arranged symmetrically with respect to a median longitudinal plane (plane containing the longitudinal direction and the vertical direction, and which separates the primary structure into two parts, respectively left and right, of substantially the same width) .
  • the aircraft attachment points also include a right rear upper attachment point 18 and an upper left rear attachment point 19 spaced apart and facing each other in the transverse direction. These rear aircraft attachment points (right and left) are also arranged symmetrically with respect to the median longitudinal plane.
  • the aircraft attachment points finally finally comprise one or two rear lower attachment points (not visible in FIG. 3). Note that the aircraft attachment device may comprise a plurality of independent parts or form instead a set of one piece;
  • engine attachment points for connecting the engine pylon to a lower engine attachment device for connecting the engine pylon to the crankcase of an engine.
  • These engine attachment points include in particular a right rear lower attachment point 21 and a left rear lower attachment point 22 spaced apart and facing each other in the transverse direction (these points are referred to as "points").
  • These rear engine attachment points (right and left) are preferably also arranged symmetrically with respect to the median longitudinal plane.
  • the engine attachment points further include a lower front attachment point 23.
  • the engine attachment device may comprise a plurality of independent parts or may instead form an integral unit.
  • the primary structure of the illustrated engine mast has a symmetrical envelope shape with respect to the median longitudinal plane.
  • this primary structure is asymmetrical with respect to the median vertical longitudinal plane.
  • the left vertical ribs 13, some, marked 13a are reinforced relative to the corresponding straight vertical ribs 12: each of these reinforced left ribs 13a has a section, and in particular a width in the longitudinal direction and / or a thickness in the transverse direction, greater than the section , the width and / or the thickness of the corresponding straight rib, that is to say of the right rib which extends opposite said left rib in the transverse direction.
  • the illustrated primary structure has the following characteristics:
  • the stiffness in the vertical direction of its right lateral wall 14 (which wall is at least partially formed by the straight vertical ribs 12) is different from the stiffness in the vertical direction of its left lateral wall 15 (which is at least partially formed by the vertical vertical ribs 13);
  • the reinforced left ribs 13a are sized such that the differences between the stiffnesses on the left (interface stiffness at the attachment points-aircraft and engine-left and stiffness of the left wall) and the stiffnesses to right (interface stiffness at the points of attachment-aircraft and motor-rights and stiffness of the right wall) give to the engine mast fundamental fundamental vibration modes decoupled in the vertical direction and in the transverse direction.
  • the first ten harmonics of the vertical and transverse fundamental eigen modes of the primary structure of the engine pylon are decoupled.
  • the reinforced left ribs 13a are advantageously dimensioned so that the difference between each fundamental natural frequency in the vertical direction and the closest fundamental fundamental frequency in the transverse direction is greater than 0.3 Hz (in absolute value ), or in such a way that the difference between each fundamental natural frequency in transverse direction and the closest fundamental natural frequency in the vertical direction is greater than 0.3 Hz (in absolute value).
  • a series of successive left ribs 13 is constituted by reinforced ribs 13a.
  • the left ribs located outside this series are not reinforced. It is possible to replace the latter with reinforced ribs. Conversely, it is also possible to distribute differently on the left side the reinforced ribs, for example by alternating reinforced ribs and "normal" ribs (all sequences are possible for this alternation).
  • the left side wall 15 is reinforced relative to the right lateral wall 14 by left ribs 13a (reinforced) having an enlarged section with respect to the corresponding straight ribs 12 opposite in the transverse direction .
  • left ribs 13a reinforcements
  • the left side wall may for example have a number of vertical ribs greater than that of the right side wall; alternatively or in combination, the right and left ribs may be made of materials of different stiffness; alternatively or in combination, the left side wall 15 may comprise a rigid solid panel attached to its ribs, while the right side wall 14 remains perforated; etc.
  • the illustrated structure has a reinforced side wall on the left side.
  • this reinforced wall (whatever the mode of reinforcement used) may alternatively be provided on the right side.
  • an aircraft according to the invention may comprise, for example, one (or two) port engine pylon and one (or two) starboard engine pylon whose right-hand side walls - respectively straight - are reinforced.
  • the aircraft may comprise one (or two) port engine pylon whose right-hand side wall -respectively right-is reinforced, and one (or two) starboard engine pylon whose right-hand sidewall-respectively left-is reinforced. .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

L'invention concerne un mât de moteur pour aéronef comprenant une structure primaire comportant des points d'attache aéronef disposés de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian du mât, caractérisé en ce que cette structure primaire est asymétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian et présente des modes propres fondamentaux de vibration selon une direction verticale découplés de ses modes propres fondamentaux de vibration selon une direction transversale.

Description

Mât de moteur pour aéronef
La présente invention concerne un mât de moteur pour aéronef.
Dans toute la suite, sauf mention contraire, un mât de moteur selon l'invention ou de l'art antérieur est décrit dans la position qu'il prend lorsqu'il est monté dans un aéronef et que cet aéronef est observé posé au sol, sur un plan horizontal. Les termes "vertical", "horizontal", "supérieur", "inférieur", etc. employés pour qualifier des parties ou éléments du mât de moteur, de l'aéronef ou de tout autre dispositif, sont liés à cette position. Par ailleurs, le terme "transversal" fait référence à une direction, dite direction transversale, sensiblement orthogonale à la direction longitudinale de l'aéronef et sensiblement horizontale (lorsque l'aéronef est au sol) ; dans le cas d'un avion, cette direction transversale correspond à la direction de l'envergure de l'avion.
Un mât de moteur est un dispositif de liaison par l'intermédiaire duquel un moteur est accroché à une aile ou au fuselage ou à la queue d'un aéronef. Le mât de moteur est fixé, d'une part au carter du moteur, et d'autre part à la structure primaire de l'aile, du fuselage ou de la queue de l'aéronef, à l'aide de dispositifs d'attache qui peuvent être plus ou moins complexes. Un mât de moteur comprend usuellement :
- une structure primaire adaptée pour transmettre à la structure de l'aéronef les efforts, et notamment la poussée, générés par le moteur ; cette structure primaire forme généralement un caisson comprenant notamment des longerons, des traverses et des nervures verticales ; ce caisson est symétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian (plan contenant les directions verticale et longitudinale, et séparant le caisson en deux parties égales),
- une structure secondaire adaptée pour loger, séparer et éventuellement porter des chemins de câbles électriques, systèmes hydrauliques, conduits de carburant... et pour délimiter des passages d'air,
- un carénage aérodynamique.
WO 03/074359 décrit un mât de moteur dont la structure primaire présente une largeur croissante vers l'arrière. De façon inhabituelle, ce mât comporte, pour sa liaison avec l'aéronef, deux attaches arrière disposées de façon dissymétrique par rapport au plan vertical passant par l'axe longitudinal du moteur. La structure primaire du mât est également globalement dissymétrique par rapport à ce plan.
EP 1 538 080 fournit un autre exemple de mât de turbopropulseur, dont la structure primaire comporte un caisson sous-aile arrière. De façon usuelle, la structure primaire de ce mât, ainsi que ses attaches aéronef, sont symétriques par rapport à un plan vertical passant par l'axe longitudinal du turbopropulseur. Une telle symétrie est souhaitable en termes de reprise du couple moteur.
Comme précédemment expliqué, un mât de moteur a notamment pour fonction de transmettre à la structure de l'aéronef les efforts de poussée générés par le moteur. Malheureusement, sont également transmises les vibrations du moteur. En outre, l'aéronef est soumis en vol à des contraintes aérodynamiques qui peuvent entretenir les vibrations du moteur ou les phénomènes qu'elles provoquent, ou occasionner directement d'autres phénomènes vibratoires tout aussi dommageables. Ainsi, tout ou partie de la cellule d'un aéronef peut être affecté par des problèmes de :
- flottement (instabilité vibratoire) ; le flottement de la voilure de l'aéronef est causé par les caractéristiques vibratoires de la voilure et des moteurs suspendus à celle-ci ; ce flottement est le couplage divergent entre la réponse de la voilure et du moteur et les forces aérodynamiques induites par le mouvement ; cette instabilité vibratoire entre modes de flexion et de torsion de la voilure et modes de moteur met en péril l'intégrité de la voilure et aboutit le cas échéant à sa rupture,
- tremblement (accélérations oscillantes irrégulières selon tous les axes résultant essentiellement des forces aérodynamiques agissant sur l'aéronef),
- oscillations cycliques limitées,
- bourdonnement transsonique (vibrations aéroélastiques de faible amplitude),
- renversement d'aileron,
- stabilité et contrôlabilité longitudinale,
- divergence.
Pour limiter le flottement de la voilure d'un aéronef, il est connu de limiter la vitesse maximale autorisée de l'aéronef. Une telle limitation n'est bien sûr pas satisfaisante en soi. II est également connu d'utiliser des mâts de moteur et des nacelles de moteur possédant une fréquence propre de vibration selon la direction transversale contenue dans une plage très restreinte, ou encore d'équiper l'aéronef d'un mât de moteur bâbord et d'un mât de moteur tribord possédant des fréquences propres de vibration selon la direction transversale qui sont distinctes. Ces deux solutions sont parfois insuffisantes. En outre, selon les fréquences concernées, elles peuvent conduire à la conception de mâts de moteur relativement lourds et ne sont donc pas appliquées en pratique, la masse étant un facteur critique dans le domaine aéronautique.
L'invention vise à fournir un mât de moteur aidant à pallier au moins partiellement les problèmes précités -et notamment les problèmes de flottement, de tremblement et d'oscillations cycliques limitées-, et qui de plus présente une masse équivalente ou à peine supérieure à celle des mâts de moteur connus utilisés ainsi que des attaches aéronef agencées de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian.
L'invention vise en particulier à proposer une solution au problème du flottement qui soit plus efficace que les solutions antérieures connues, sans augmentation significative de masse.
Un autre objectif de l'invention est de fournir un mât de moteur de conception simple.
Un autre objectif de l'invention est de permettre de limiter les problèmes précités (et en particulier les problèmes de flottement, tremblement et oscillations cycliques limitées) en modifiant dans une faible mesure un modèle de mât existant avec lequel ces problèmes peuvent se rencontrer. Un objectif de l'invention est de proposer une modification qui nécessite peu de calculs, s'effectue à moindre coût et n'augmente que très peu ou pas la masse du mât existant. L'invention vise ainsi à éviter d'avoir à concevoir intégralement un nouveau mât de moteur pour des aéronefs en cours ou en prévision de construction, lorsque des problèmes de flottement sont constatés sur un aéronef existant de même modèle.
Pour ce faire, l'invention concerne un mât de moteur pour aéronef comprenant une structure primaire comportant des points d'attache, dits points d'attache aéronef, pour la liaison du mât avec un dispositif permettant la connexion dudit mât à une partie d'une cellule d'un aéronef, lesdits points d'attache aéronef étant disposés de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian du mât. Le mât de moteur selon l'invention est caractérisé en ce que cette structure primaire est asymétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian et présente des modes propres fondamentaux de vibration selon une direction verticale découplés de ses modes propres fondamentaux de vibration selon une direction transversale.
Dans la présente description, deux modes propres sont dits "découplés" lorsqu'ils présentent des formes distinctes et/ou des fréquences distinctes.
L'invention repose donc sur deux principes :
- le découplage des modes propres fondamentaux verticaux et transversaux de la structure primaire du mât de moteur. Les inventeurs ont constaté qu'un tel découplage permettait de réduire considérablement les risques de flottement, de tremblement et d'oscillations cycliques limitées d'un aéronef -et notamment de la voilure de ce dernier- équipé d'un tel mât de moteur. Ce découplage fournit des résultats très satisfaisants en termes d'atténuation des vibrations induites par les moteurs dans la structure de l'aéronef. Dans le cas d'un aéronef bimoteur ou plus, ces résultats sont valables que l'aéronef soit équipé de moteurs bâbord et tribord tournant dans le même sens ou tournant en sens contraire. De préférence, les dix premiers harmoniques des modes propres fondamentaux de vibration selon la direction verticale et selon la direction transversale d'une structure primaire de mât selon l'invention sont également tous découplés ;
- le caractère asymétrique de la structure primaire du mât de moteur, alors que tous les mâts de moteur connus dont les attaches aéronef sont agencées de façon symétrique possèdent des structures primaires symétriques par rapport à leur plan longitudinal vertical médian. Les inventeurs ont constaté que ce caractère asymétrique facilitait la conception d'une structure primaire qui présente à la fois une masse équivalente aux structures primaires connues et des modes propres fondamentaux verticaux et transversaux (ainsi que leurs dix premiers harmoniques) découplés. Dans certains cas, ce caractère asymétrique s'avère même être la seule solution pour obtenir un mât de moteur vérifiant les deux conditions précitées ainsi que toutes les exigences usuelles en termes de résistance mécanique.
De surcroît, partant d'une structure primaire symétrique connue, qui présente un mode propre vertical et un mode propre transversal couplés, ou avec laquelle des problèmes de flottement ou autre phénomène vibratoire dommageable ont été constatés, il est possible de réaliser une structure primaire palliant les problèmes constatés simplement en renforçant de façon adéquate un côté de la structure primaire connue de façon à la rendre asymétrique et à découpler les modes propres qui posaient problème. Cette modification est simple ; elle nécessite peu de calculs et sa mise en œuvre est peu onéreuse.
L'invention s'étend ainsi à un procédé de modification d'un modèle de mât de moteur pour aéronef comprenant une structure primaire symétrique connue, caractérisé en ce qu'on renforce un côté de ladite structure primaire de façon à la rendre asymétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian et de façon à ce qu'elle présente des modes propres fondamentaux de vibration selon la direction verticale découplés de ses modes propres fondamentaux de vibration selon la direction transversale.
De préférence, on vérifie de plus que, grâce au renfort apporté, les dix premiers harmoniques des modes propres fondamentaux verticaux et transversaux de la structure primaire modifiée sont découplés.
Comme précédemment expliqué, deux modes propres découplés présentent des formes et/ou des fréquences distinctes. Avantageusement, la différence entre chaque fréquence propre fondamentale de la structure primaire (d'un mât de moteur selon l'invention) selon la direction verticale et sa fréquence propre fondamentale la plus proche selon la direction transversale est, en valeur absolue, supérieure à 0,3 Hz.
Avantageusement, la structure primaire du mât de moteur selon l'invention présente une forme enveloppe symétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian. Par "forme enveloppe", on entend la forme d'une surface continue (fictive) enveloppant au plus près la structure primaire.
De façon usuelle, la structure primaire du mât de moteur selon l'invention comprend des points d'attache aéronef -supérieurs et inférieur(s)- tels que précédemment définis (et notamment disposés de façon symétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian), pour sa liaison avec un dispositif, dit dispositif d'attache aéronef. Elle comprend de plus des points d'attache - généralement inférieurs- dits points d'attache moteur, pour sa liaison avec un dispositif, dit dispositif d'attache moteur, permettant la connexion dudit mât de moteur au carter d'un moteur. De préférence, la structure primaire du mât de moteur selon l'invention comprend au moins un point d'attache aéronef supérieur dit point d'attache aéronef gauche, et un point d'attache aéronef supérieur opposé dit point d'attache aéronef droit, lesdits points d'attache aéronef gauche et droit étant écartés selon la direction transversale (et étant symétriques par rapport au plan longitudinal médian). Elle comprend également au moins un point d'attache moteur inférieur, dit point d'attache moteur gauche, et un point d'attache moteur inférieur opposé dit point d'attache moteur droit, lesdits points d'attache moteur gauche et droit étant écartés selon la direction transversale. A noter que cette structure primaire peut comprendre plusieurs points d'attache aéronef - respectivement moteur- gauches et plusieurs points d'attache aéronef - respectivement moteur- droits ; les caractéristiques définies ci-dessous pour un couple de points d'attache aéronef -respectivement moteur- peuvent s'appliquer à d'autres couples de points d'attache aéronef —respectivement moteur- du mât de moteur. Par ailleurs, la structure primaire du mât de moteur comprend de préférence une paroi latérale, dite paroi latérale gauche, et une paroi latérale opposée, dite paroi latérale droite.
Avantageusement, la structure primaire du mât de moteur selon l'invention présente une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- sa raideur d'interface au point d'attache aéronef gauche selon la direction transversale est distincte de sa raideur d'interface au point d'attache aéronef droit selon la direction transversale ; à noter que l'expression "raideur d'interface à un point selon une direction" définit de façon usuelle le rapport entre la variation de la force appliquée en ce point selon cette direction et le déplacement (variation de position) dudit point selon ladite direction (sous l'effet de cette force) ;
- sa raideur d'interface au point d'attache moteur gauche selon la direction transversale est distincte de sa raideur d'interface au point d'attache moteur droit selon la direction transversale ;
- la raideur de sa paroi latérale gauche selon la direction transversale est distincte de la raideur de sa paroi latérale droite selon la direction transversale ;
- sa raideur d'interface au point d'attache aéronef gauche selon la direction verticale est distincte de sa raideur d'interface au point d'attache aéronef droit selon la direction verticale ;
- sa raideur d'interface au point d'attache moteur gauche selon la direction verticale est distincte de sa raideur d'interface au point d'attache moteur droit selon la direction verticale ;
- la raideur de sa paroi latérale gauche selon la direction verticale est distincte de la raideur de sa paroi latérale droite selon la direction verticale ;
- ses parois latérales gauche et droite comprennent des nervures de raidissement verticales ; à chaque nervure de raidissement verticale de la paroi latérale gauche correspond une nervure de raidissement verticale de la paroi latérale droite, et vice versa ; l'une desdites parois latérales (gauche ou droite) comprend une ou plusieurs nervures de raidissement qui sont renforcées par rapport aux nervures de raidissement correspondantes de l'autre paroi ;
- l'une de ses parois latérales (gauche ou droite) comprend une ou plusieurs nervures de raidissement verticales supplémentaires par rapport à l'autre paroi latérale ;
- le ratio entre, d'une part sa raideur d'interface aux points d'attache aéronef selon la direction verticale, et d'autre part sa raideur d'interface aux points d'attache aéronef selon la direction transversale, est supérieur à un seuil minimal supérieur à 1 et de préférence supérieur ou égal à 1 ,3 ; ce seuil minimal peut être une valeur constante ou une fonction d'un ou de plusieurs paramètres structurels qui peuvent être choisis parmi la raideur d'interface de la structure primaire du mât de moteur selon la direction transversale aux points d'attache aéronef, la raideur d'interface du dispositif d'attache aéronef selon la direction verticale aux points d'attache aéronef du mât de moteur, la raideur de la structure de la voilure selon la direction transversale, la raideur de la structure de la voilure selon la direction verticale ; cette fonction peut être continue ou discontinue, linéaire ou non, etc. ;
- inversement, le ratio entre, d'une part sa raideur d'interface aux points d'attache aéronef selon la direction verticale, et d'autre part sa raideur d'interface aux points d'attache aéronef selon la direction transversale, est inférieur à un seuil maximal inférieur à 1 et de préférence inférieur ou égal à 0,7 ; ce seuil maximal peut être une valeur constante ou une fonction d'un ou de plusieurs paramètres structurels tels ceux cités à l'alinéa précédent ; cette fonction peut être continue ou discontinue, linéaire ou non, etc. ;
- le ratio entre, d'une part sa raideur d'interface aux points d'attache moteur selon la direction verticale, et d'autre part sa raideur d'interface aux points d'attache moteur selon la direction transversale, est supérieur à un seuil minimal supérieur à 1 et de préférence supérieur ou égal à 1 ,3 ; comme précédemment expliqué, ce seuil minimal peut être une valeur constante ou dépendre d'un ou de plusieurs paramètres structurels ;
- le ratio entre, d'une part sa raideur d'interface aux points d'attache moteur selon la direction verticale, et d'autre part sa raideur d'interface aux points d'attache moteur selon la direction transversale, est inférieur à un seuil maximal inférieur à 1 et de préférence inférieur ou égal à 0,7 ; comme précédemment expliqué, ce seuil maximal peut être une valeur constante ou dépendre d'un ou de plusieurs paramètres structurels.
Eventuellement, en variante ou en combinaison, le caractère asymétrique défini précédemment entre la raideur d'interface à un point d'attache gauche (aéronef ou moteur) selon la direction verticale -respectivement transversale- et la raideur d'interface au point d'attache droit opposé (aéronef ou moteur) selon la direction verticale -respectivement transversale- peut s'appliquer à des coefficients d'amortissement d'interface. De même, en variante ou en combinaison, le fait que le ratio entre la raideur d'interface selon la direction verticale aux points d'attache aéronef -respectivement moteur- et la raideur d'interface selon la direction transversale auxdits points d'attache aéronef - respectivement moteur- ne soit pas proche de 1 peut s'appliquer à des coefficients d'amortissement d'interface. Toutefois, la réalisation pratique de ces caractéristiques conduit à des structures de mât de moteur qui peuvent être plus complexes lorsque les coefficients d'amortissement sont concernés.
La présente invention s'étend à un aéronef comprenant au moins un mât de moteur selon l'invention.
Elle s'étend notamment à un avion comprenant au moins un mât de moteur selon l'invention à chacune de ses deux ailes. A noter que l'invention s'applique à un avion bimoteur, trimoteur, quadrimoteur, etc. De préférence, tous les mâts de moteur d'un aéronef, et notamment d'un avion, selon l'invention sont des mâts de moteur selon l'invention. Ces modes de réalisation préférés n'excluent pas la possibilité de prévoir un avion (ou de façon générale un aéronef) ne comprenant qu'un seul mât de moteur selon l'invention.
Avantageusement, un aéronef selon l'invention comprend des mâts de moteur dont les structures primaires présentent des modes propres fondamentaux de vibration selon la direction verticale -respectivement transversale- qui sont découplés des modes rigides et des modes propres souples de vibration selon la direction verticale -respectivement transversale- de l'aéronef ou de parties critiques de celui-ci telles que la voilure ou le fuselage. De préférence, les modes propres fondamentaux (verticaux et transversaux) de chaque mât de moteur, les modes rigides longitudinaux de l'aéronef (oscillation d'incidence, phugoïde), les modes rigides transversaux (latéraux) de l'aéronef (oscillation de dérapage, roulis) et leur couplage (couplage roulis-lacet, spirale, roulis hollandais), les modes propres souples de la voilure de l'aéronef, et notamment de chacune de ses ailes s'il s'agit d'un avion, et les modes propres souples du fuselage de l'aéronef sont tous découplés, c'est-à-dire sont tous différents les uns des autres.
D'autres détails et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, qui se réfère aux dessins annexés et porte sur un mode de réalisation préférentiel, fourni à titre d'exemple non limitatif. Dans ces dessins :
- la figure 1 est une vue schématique en élévation de face d'un aéronef,
- la figure 2 est une vue schématique en élévation de profil de l'aéronef de la figure 1 , et
- la figure 3 est une vue schématique en perspective de la structure primaire d'un mât de moteur selon l'invention, représentée dans la position qu'elle prend lorsque le mât de moteur est monté dans un aéronef observé posé sur un sol horizontal, tel celui illustré sur les figures 1 et 2.
Les figures 1 et 2 illustrent un aéronef posé sur un sol horizontal. Sur ces figures, la flèche L représente la direction longitudinale de l'aéronef, la flèche T représente sa direction transversale (qui correspond à la direction de son envergure), et la flèche V indique la direction verticale (qui correspond à la direction de la gravité lorsque l'avion est posé au sol).
La structure primaire du mât de moteur illustré sur la figure 3 comprend de façon usuelle :
- des longerons supérieurs avant, dont un longeron latéral droit 1 , un longeron latéral gauche 2 et éventuellement des longerons intermédiaires (non représentés),
- des longerons supérieurs arrière, dont un longeron latéral droit 3, un longeron latéral gauche 4 et éventuellement des longerons intermédiaires (non représentés),
- des longerons inférieurs qui s'étendent sensiblement selon des directions horizontales, dont un longeron latéral droit 5, un longeron latéral gauche 6 et éventuellement des longerons intermédiaires (non représentés),
- éventuellement des longerons intermédiaires (non représentés) entre les longerons inférieurs 5, 6 et les longerons supérieurs 1 à 4,
- une paroi supérieure avant 7 s'étendant entre les longerons supérieurs avant 1 et 2, laquelle paroi est renforcée par des traverses 8 s'étendant selon une direction sensiblement transversale,
- une paroi supérieure arrière 9 s'étendant entre les longerons supérieurs arrière 3 et 4, laquelle paroi est renforcée par des traverses 20 s'étendant selon une direction sensiblement transversale,
- une paroi inférieure 10 s'étendant entre les longerons inférieurs 5 et 6, laquelle paroi est renforcée par des traverses 11 s'étendant selon une direction sensiblement transversale,
- des nervures verticales (qui s'étendent selon une direction sensiblement verticale lorsque le mât de moteur est monté dans un aéronef), dont des nervures latérales droites 12 qui s'étendent entre les longerons supérieurs droits 1 , 3 et le longeron inférieur droit 5, et des nervures latérales gauches 13 qui s'étendent entre les longerons supérieurs gauches 2, 4 et le longeron inférieur gauche 6. Les nervures verticales droites 12 délimitent une paroi latérale droite 14, qui peut être ajourée (et par exemple constituée des seules nervures 14) ou pleine (une telle paroi pleine n'est pas représentée sur la figure 3 pour des raisons de clarté). De même, les nervures verticales gauches 13 délimitent une paroi latérale gauche 15 qui peut être ajourée (et par exemple constituée des seules nervures 13) ou pleine (une telle paroi pleine n'est pas représentée pour des raisons de clarté) ;
- des points d'attache aéronef pour la liaison du mât de moteur à un dispositif d'attache aéronef supérieur permettant la connexion dudit mât de moteur à une partie -par exemple une aile- de la cellule d'un aéronef. Ces points d'attache aéronef comprennent notamment un point d'attache supérieur avant droit 16 et un point d'attache supérieur avant gauche 17 écartés et en regard l'un de l'autre selon la direction transversale (ces points sont qualifiés de "points avant" car ils sont reliés à une partie avant du dispositif d'attache aéronef, mais ils s'étendent dans une zone relativement centrale du mât de moteur). Ces points d'attache aéronef avant sont disposés de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal médian (plan contenant la direction longitudinale et la direction verticale, et qui sépare la structure primaire en deux parties, respectivement gauche et droite, sensiblement de même largeur). Les points d'attache aéronef comprennent également un point d'attache supérieur arrière droit 18 et un point d'attache supérieur arrière gauche 19 écartés et en regard l'un de l'autre selon la direction transversale. Ces points d'attache aéronef arrière (droit et gauche) sont eux aussi disposés de façon symétrique par rapport au plan longitudinal médian. Les points d'attache aéronef comprennent enfin éventuellement un ou deux points d'attache inférieurs arrière (non visibles sur la figure 3). A noter que le dispositif d'attache aéronef peut comprendre une pluralité de pièces indépendantes ou former au contraire un ensemble d'un seul tenant ;
- des points d'attache moteur pour la liaison du mât de moteur à un dispositif d'attache moteur inférieur permettant la connexion dudit mât de moteur au carter d'un moteur. Ces points d'attache moteur comprennent notamment un point d'attache inférieur arrière droit 21 et un point d'attache inférieur arrière gauche 22 écartés et en regard l'un de l'autre selon la direction transversale (ces points sont qualifiés de "points arrière" car ils sont reliés à une partie arrière du dispositif d'attache moteur, mais ils s'étendent dans une zone relativement centrale du mât de moteur). Ces points d'attache moteur arrière (droit et gauche) sont de préférence eux aussi disposés de façon symétrique par rapport au plan longitudinal médian. Les points d'attache moteur comprennent de plus un point d'attache inférieur avant 23. A noter que le dispositif d'attache moteur peut comprendre une pluralité de pièces indépendantes ou former au contraire un ensemble d'un seul tenant.
La structure primaire du mât de moteur illustré présente une forme enveloppe symétrique par rapport au plan longitudinal médian. En revanche, selon l'invention, cette structure primaire est asymétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian. En l'exemple illustré, parmi les nervures verticales gauches 13, certaines, repérées 13a, sont renforcées par rapport aux nervures verticales droites 12 correspondantes : chacune de ces nervures gauches renforcées 13a présente une section, et notamment une largeur selon la direction longitudinale et/ou une épaisseur selon la direction transversale, plus grandes que la section, la largeur et/ou l'épaisseur de la nervure droite correspondante, c'est-à-dire de la nervure droite qui s'étend en regard de ladite nervure gauche selon la direction transversale.
Il en résulte que la structure primaire illustrée possède les caractéristiques suivantes :
- la raideur selon la direction verticale de sa paroi latérale droite 14 (laquelle paroi est au moins partiellement formée par les nervures verticales droites 12) est différente de la raideur selon la direction verticale de sa paroi latérale gauche 15 (qui est au moins partiellement formée par les nervures verticales gauches 13) ;
- sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache aéronef droit 16 selon la direction verticale est différente de sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache aéronef gauche 17 selon la direction verticale ;
- sa raideur d'interface (d'ensemble) aux points d'attache aéronef droits 16 et 18 selon la direction verticale est différente de sa raideur d'interface (d'ensemble) aux points d'attache aéronef gauches 17 et 19 selon la direction verticale ;
- sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache moteur droit 21 selon la direction verticale est différente de sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache moteur gauche 22 selon la direction verticale ;
- la raideur selon la direction transversale de sa paroi latérale droite 14 est différente de la raideur selon la direction transversale de sa paroi latérale gauche 15 ;
- sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache aéronef droit 16 selon la direction transversale est différente de sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache aéronef gauche 17 selon la direction transversale ;
- sa raideur d'interface (d'ensemble) aux points d'attache aéronef droits 16 et 18 selon la direction transversale est différente de sa raideur d'interface (d'ensemble) aux points d'attache aéronef gauches 17 et 19 selon la direction transversale ; - sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache moteur droit 21 selon la direction transversale est différente de sa raideur d'interface (ponctuelle) au point d'attache moteur gauche 22 selon la direction transversale.
Selon l'invention, les nervures gauches renforcées 13a sont dimensionnées de telle sorte que les différences entre les raideurs à gauche (raideurs d'interface aux points d'attache -aéronef et moteur- gauches et raideur de la paroi gauche) et les raideurs à droite (raideurs d'interface aux points d'attache -aéronef et moteur- droits et raideur de la paroi droite) confèrent au mât de moteur des modes propres fondamentaux de vibration découplés selon la direction verticale et selon la direction transversale. De préférence, les dix premiers harmoniques des modes propres fondamentaux verticaux et transversaux de la structure primaire du mât de moteur sont découplés.
Plus précisément, les nervures gauches renforcées 13a sont avantageusement dimensionnées de façon à ce que la différence entre chaque fréquence propre fondamentale selon la direction verticale et la fréquence propre fondamentale la plus proche selon la direction transversale soit supérieure à 0,3 Hz (en valeur absolue), ou de façon à ce que la différence entre chaque fréquence propre fondamentale selon direction transversale et la fréquence propre fondamentale la plus proche selon la direction verticale soit supérieure à 0,3 Hz (en valeur absolue).
L'invention peut faire l'objet de nombreuses variantes par rapport au mode de réalisation illustré, dès lors que ces variantes entrent dans le cadre délimité par les revendications.
En particulier, en l'exemple illustré, une série de nervures gauches 13 successives est constituée par des nervures renforcées 13a. Les nervures gauches situées en dehors de cette série ne sont pas renforcées. Il est possible de remplacer ces dernières par des nervures renforcées. A l'inverse, il est aussi possible de répartir de façon différente sur le côté gauche les nervures renforcées, par exemple en alternant des nervures renforcées et des nervures "normales" (toutes les séquences sont possibles pour cette alternance).
Par ailleurs, en l'exemple illustré, la paroi latérale gauche 15 est renforcée par rapport à la paroi latérale droite 14 par des nervures gauches 13a (renforcées) présentant une section agrandie par rapport aux nervures droites 12 correspondantes situées en regard selon la direction transversale. D'autres modes de renfort sont possibles : la paroi latérale gauche peut par exemple présenter un nombre de nervures verticales supérieur celui de la paroi latérale droite ; en variante ou en combinaison, les nervures droites et gauches peuvent être réalisées dans matériaux de raideurs différentes ; en variante ou en combinaison, la paroi latérale gauche 15 peut comprendre un panneau plein rigide fixé à ses nervures, tandis que la paroi latérale droite 14 reste ajourée ; etc.
De plus, la structure illustrée possède une paroi latérale renforcée sur le côté gauche. Bien entendu, cette paroi renforcée (quel que soit le mode de renfort utilisé) peut en variante être prévue sur le côté droit.
En outre, un aéronef selon l'invention peut comprendre par exemple un (voire deux) mât de moteur bâbord et un (voire deux) mât de moteur tribord dont les parois latérales gauches -respectivement droites- sont renforcées. En variante, l'aéronef peut comprendre un (voire deux) mât de moteur bâbord dont la paroi latérale gauche -respectivement droite- est renforcée, et un (voire deux) mât de moteur tribord dont la paroi latérale droite -respectivement gauche- est renforcée.

Claims

REVENDICATIONS
1. Mât de moteur pour aéronef comprenant une structure primaire comportant des points d'attache (16, 17), dits points d'attache aéronef, pour la liaison du mât avec un dispositif permettant la connexion dudit mât à une partie d'une cellule d'un aéronef, lesdits points d'attache aéronef étant disposés de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian du mât, caractérisé en ce que cette structure primaire est asymétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian et présente des modes propres fondamentaux de vibration selon une direction verticale découplés de ses modes propres fondamentaux de vibration selon une direction transversale.
2. Mât de moteur selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les dix premiers harmoniques des modes propres fondamentaux de vibration selon la direction verticale et selon la direction transversale de la structure primaire sont tous découplés.
3. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la différence entre chaque fréquence propre fondamentale de ladite structure primaire selon la direction verticale et sa fréquence propre fondamentale la plus proche selon la direction transversale est, en valeur absolue, supérieure à 0,3 Hz.
4. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que sa structure primaire présente une forme enveloppe symétrique par rapport au plan longitudinal vertical médian.
5. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend au moins un point d'attache aéronef supérieur gauche (17) et un point d'attache aéronef supérieur droit (16), écartés selon la direction transversale, et en ce que la raideur d'interface de sa structure primaire au point d'attache aéronef gauche selon la direction transversale, respectivement verticale, est distincte de la raideur d'interface de sa structure primaire au point d'attache aéronef droit selon la direction transversale, respectivement verticale.
6. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend au moins un point d'attache moteur inférieur gauche (22) et un point d'attache moteur inférieur droit (21) opposé, écartés selon la direction transversale, et en ce que la raideur d'interface de sa structure primaire au point d'attache moteur gauche selon la direction transversale, respectivement verticale, est distincte de la raideur d'interface de sa structure primaire au point d'attache moteur droit selon la direction transversale, respectivement verticale.
7. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend une paroi latérale gauche (15) et une paroi latérale droite (14) opposée, et en ce que la raideur de la paroi latérale gauche selon la direction transversale, respectivement verticale, est distincte de la raideur de la paroi latérale droite selon la direction transversale, respectivement verticale.
8. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend une paroi latérale gauche (15) et une paroi latérale droite (14) opposée, munies de nervures de raidissement (13, 12) verticales correspondantes, et en ce que l'une (15) desdites parois latérales comprend une ou plusieurs nervures de raidissement (13a) verticales qui sont renforcées par rapport aux nervures de raidissement (12) verticales correspondantes de l'autre paroi latérale.
9. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend une paroi latérale gauche (15) et une paroi latérale droite (14) opposée, munies de nervures de raidissement verticales, et en ce que l'une desdites parois latérales comprend une ou plusieurs nervures de raidissement verticales supplémentaires par rapport à l'autre paroi latérale.
10. Mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que sa structure primaire comprend des points d'attache aéronef (16-19) et des points d'attache moteur (21 , 22), et en ce que le ratio entre, d'une part la raideur d'interface de sa structure primaire selon la direction verticale aux points d'attache aéronef, respectivement moteur, et d'autre part la raideur d'interface de sa structure primaire selon la direction transversale aux points d'attache aéronef, respectivement moteur, est soit supérieur à un seuil minimal supérieur ou égal à 1 ,3, soit inférieur à un seuil maximal inférieur ou égal à 0,7.
11. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend au moins un mât de moteur selon l'une des revendications 1 à 10.
12. Procédé de modification d'un modèle de mât de moteur pour aéronef comprenant une structure primaire symétrique, caractérisé en ce qu'on renforce un côté de ladite structure primaire de façon à la rendre asymétrique par rapport à un plan longitudinal vertical médian et de façon à ce qu'elle présente des modes propres fondamentaux de vibration selon une direction verticale découplés de ses modes propres fondamentaux de vibration selon une direction transversale.
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