WO2012107650A1 - Avion à système propulsif arrière - Google Patents

Avion à système propulsif arrière Download PDF

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engines
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Alexis Manneville
Olivier Cazals
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention belongs to the field of aircraft propelled by turbomachines fixed in a rear part of the fuselage, for example civil aircraft or military transport aircraft.
  • the invention relates to an aircraft with an elongated fuselage at the rear of which fuselage are fixed propulsion engines of turbojet type or turbine engine type.
  • architecture which can be considered conventional, comprising an elongated fuselage in which passengers or goods are transported and a fuselage-attached wing in a middle part of the fuselage between the aircraft. front end and the rear end of the fuselage.
  • This conventional architecture is widely used because of its aerodynamic and operational advantages for the aircraft.
  • the elongated fuselage has a useful volume that can be significant while having a reduced torque master and the elongation of the wing span can be relatively large, these two points to limit aerodynamic drag.
  • the elongated shape of the fuselage makes it possible to arrange, with no particular difficulty, sufficient exits to enable rapid loading and unloading operations for the passengers and to have the number of emergency exits required by the regulations. wing not being troublesome because of the moderate length occupied by it over the length of the fuselage.
  • a first family comprises propulsion engines fixed under the wing, usually two or four engines arranged symmetrically with respect to the fuselage, for example on Airbus A320 (two engines) or A380 (four engines) and a second family comprises the propulsion engines attached to the rear of the fuselage on each side of the fuselage, for example on the SE210 Caravelle aircraft and possibly in or above the fuselage.
  • turbojet engines or turboshaft engines which include turbines as power generators which most often drive air blowers. large diameter or more or less complex propellers.
  • the engines are placed in positions such that possible trajectories of engine debris avoid these sensitive parts or do not cause of annoying damage to the plane.
  • the implementation of such solutions is therefore very expensive and complex and is the source of penalties in particular mass penalties and aerodynamic penalties.
  • the present invention provides an aircraft architecture that provides an optimized solution for the installation of turbine engines attached to the rear of the fuselage of an aircraft and allows the aircraft designer to define an installation of engines attached to the rear of the aircraft. fuselage without being subject to the known constraints on conventional aircraft architectures to solve the safety aspects of flight controls and systems.
  • the aircraft of the invention comprises an elongate fuselage in a longitudinal direction X of the aircraft, comprises a wing attached to the fuselage in a median portion of the fuselage in the longitudinal direction so that the fuselage extends in part in forward of the wing towards a front end of the fuselage and extends partly rearward of the wing towards a rear end of the fuselage, and has a rear fuselage rearward of the wing and the rear end, also referred to as the rear fuselage, to which are fixed one or engines behind the wing.
  • the rear fuselage is completely devoid of aerodynamic surfaces intended to ensure the stability and or aerodynamic control of the aircraft, or at least such aerodynamic surfaces that would be necessary to ensure stability or aerodynamic control of the aircraft, this condition concerning at least the areas of the rear fuselage which are situated in a possible projection volume of engine debris in the event of the bursting of a rotating part of one of the engines of the aircraft, advantageously all of these aerodynamic surfaces being located in a forward part of the engines and their possible projection volumes of debris.
  • the vibrations associated with an unbalanced motor, rotated in the reel mode by the movement of the aircraft in the air does not apply directly to the aerodynamic surfaces, which avoids a structural oversizing of these aerodynamic surfaces to take into account this flight case, which prevents these aerodynamic surfaces are damaged in their operation by a high level of vibration and which limits the effects of vibration on the flight characteristics of the aircraft.
  • the aerodynamic surfaces ensuring stability and aerodynamic control of the aircraft around the pitch axis are advantageously secured to the fuselage in a longitudinal position on the fuselage located forward of the wing.
  • the aerodynamic surfaces provide stability and aerodynamic control of the aircraft around the yaw axis are advantageously arranged at the free ends of the wing, kept outside the possible projection volumes of engine debris.
  • the aerodynamic surfaces thus placed at the ends of the wing for example in the form of winglets adapted in size and shape to provide the desired stability and provided with control surfaces for the control of the aircraft around the yaw axis, do not are not likely to be damaged by flying debris in the event of an engine burst.
  • the aerodynamic surfaces ensuring the aerodynamic control of the aircraft around a roll axis are fins arranged on the wing on the side of a trailing edge of the aircraft. wing, and secured to the wing in an area outside the possible projection volumes of engine debris.
  • the fins comprise a controlled aerodynamic drag generation mode to provide aerodynamic control of the aircraft around a yaw axis of the aircraft.
  • the fins participate in the control of the aircraft around the yaw axis in addition to or in replacement of the aerodynamic wing end surfaces dedicated to stability and control yaw of the plane.
  • the engines of the aircraft of the invention are jet engines or turboshaft engines with propellers at the front or with propellers at the rear.
  • the proposed arrangement prevents the aerodynamic surfaces can be on trajectories of debris whose potential energies are such that it would be detrimental to seek to stop or control them.
  • the aircraft comprises two engines, a motor on each side of the fuselage arranged on the rear fuselage in a substantially symmetrical arrangement with respect to a vertical plane in the plane reference and further comprises the case optionally a third engine arranged above the fuselage on the rear fuselage substantially in the vertical plane of symmetry of the aircraft mark to meet the thrust requirements of the airplane and the regulatory requirements if necessary.
  • the position along the longitudinal direction of the wing on the fuselage and the geometric arrow of the wing are determined so that none of the aerodynamic surfaces integral with the wing is in the projection volume of the engine debris.
  • the invention also relates to a method for manufacturing an aircraft corresponding to the preceding description in which part of the structure of the aircraft, formed by the structure of the aircraft without the rear fuselage, is made independently of the rear fuselage and wherein a rear fuselage, which may be different from one aircraft to another and corresponding to a given type of engine, is assembled to the part of the structure of the aircraft according to a desired engine for the aircraft to manufacture .
  • This method thus makes it possible to produce an industrial aircraft production unit in which different aircraft by the type of engines equipping them are produced with means and parts of structure that are largely common.
  • Figure 1 is a perspective view of an example of an aircraft according to the invention.
  • FIG. 2 is a top view of the aircraft of Figure 1 illustrating the possible areas of debris projection in the event of engine burst;
  • FIG. 3a a perspective view of an example of an airplane according to the invention that differs from the aircraft of FIG. 1 in a configuration of high wing and low tailplane;
  • FIG. 3b a perspective view of an example of a following aircraft the invention being distinguished from the aircraft of FIG. 1 by a configuration of engines of the reactor type;
  • FIG. 1 shows an aircraft 1 comprising according to a known and conventional arrangement mainly a fuselage 2, a wing 3.
  • the aircraft 1 is associated as much as needs for the description with a conventional reference defined by three orthogonal directions:
  • - forward or forward means in the direction of the positive X's, and behind or rearward in the direction of the negative X's;
  • - to the right or to the right means in the direction of the positive Y and to the left or to the left in the direction of the negative Y, on a side meaning indifferently on the side of the positive Y or negative Y depending on the case.
  • the fuselage 2 of the aircraft is, conventionally in the field of transport aircraft, elongate in a longitudinal direction of said fuselage parallel to the X direction.
  • the wing 3 is fixed in a median part 22 of the fuselage along its length, that is to say that the fuselage extends partly in front of the wing towards a front end 24 of the fuselage and s extends partly behind the wing towards a rear end 23 of the fuselage without the wing is necessarily equidistant from said front and rear ends.
  • the wing 3 is also fixed in the lower part of the fuselage which is in the substantially cylindrical middle part 22.
  • the aircraft 1 of the invention also comprises, as illustrated in FIG.
  • the horizontal stabilizer front 4 comprises a first portion 41 substantially horizontal fixed or variable pitch relative to the fuselage and extending substantially symmetrically on each side of the fuselage on which are articulated on the side of a trailing edge of the control surfaces. depth 42.
  • the wing 3 is provided at its free ends with yaw stabilizers 5.
  • Each yaw stabilizer 5 consists mainly of a substantially vertical aerodynamic surface or at least sufficiently inclined relative to a horizontal plane XY of the aircraft mark to present a component a significant aerodynamic force, generated by the yaw stabilizer, in the Y direction when the aircraft has a non-zero aerodynamic slip.
  • Each yaw stabilizer 5 has a fixed front portion 51 and a yaw wheel 52 hinged to a trailing edge of the stabilizer.
  • the wing 3 also comprises the side of a trailing edge of said wing fins 31 implemented for the control of the aircraft around the roll axis.
  • each fins 31 comprises a mode of generation of a controlled aerodynamic drag, independently of the local lift of the fin sought for roll control, for example by means of a crocodile type rudder, so that by causing a different aerodynamic drag between the right side of the wing and its left side a control torque around the yaw axis is generated.
  • Each engine 6 is fixed on one side of the fuselage, relatively close to the rear end 23 of the fuselage, via a carrier mat 61.
  • the rear fuselage 21 substantially corresponds to a portion of the fuselage whose cross sections with respect to the longitudinal direction X decrease from the substantially cylindrical middle portion 22 to the rear end 23 of the fuselage.
  • the rear fuselage 21 has no aerodynamic surface or aerodynamic control surface necessary for the stability or aerodynamic control of the aircraft, and in the case illustrated in the figures the rear fuselage 21 does not actually comprise any surface aerodynamics intended for the stability or aerodynamic control of the aircraft, even if incidentally particular shapes of the fuselage, engine-carrying mats or engine nacelles necessarily have effects on the stability which, although taken into consideration by the designer of the aircraft are not essential in the stability of the aircraft.
  • the aircraft of the invention does not include any empennages associated with the rear fuselage in conventional architectures.
  • the front tail 4 is dimensioned both in total surface and in the dimensions of the elevators 42 to ensure the pitch stability and pitch control of the aircraft and the stabilizers of the aircraft.
  • yaw 5 and yaw control surfaces 52 and where crocodile fins, if any, are sized to provide stability and yaw control of the aircraft.
  • the front tail 4 is dimensioned taking into account the longitudinal stabilizing effect of the carrying mats 61 when the aircraft is in a normal configuration while considering a degraded stability but acceptable with respect to the qualities flight and comfort, which would be induced by damage to the carrier mats.
  • the freedom thus offered to design the structure of the rear tip also allows junctions between the carrying mats 61 and the rear fuselage 21 can dampen vibrations both during normal operation of the engines to mitigate the transmission of vibrations and noise to the fuselage only in the case of a major imbalance of a rotating engine part.
  • wing 31 of the wing is located in an area included in a projection volume 62 of engine debris capable of being projected in the event of an engine burst.
  • the volumes 62 of debris projection of an engine in the event of bursting are indeed known and are represented by volumes corresponding to projection cones associated with different rotating parts of the engine as symbolized in FIG. 2.
  • Such projection volumes are most often represented by zones of conical shapes which translate the possible angles of divergence of the debris of rotating parts of the engine relative to a radial plane of each of said rotating parts.
  • control elements themselves, in particular the moving surfaces used for the flight controls and their actuators, which must be fault-tolerant for conventional safety reasons, is much simpler to design and control. achieve with a beneficial effect on the costs and on the mass of these elements.
  • rudders e.g. a rudder
  • a rudder which must be made in two elements in a conventional architecture can in the aircraft of the invention be made in a single element.
  • the configuration of the wing may be different from that of the aircraft of Figure 1.
  • wing 3 may be in the upper position relative to the fuselage 2 as in the example of the aircraft of Figure 3a.
  • the wing can also adopt various aerodynamic configurations such as a wing deflection substantially zero or an arrow inverted forward, that is to say that the ends of the wing are shifted forwards forward of the wing.
  • wing root on the fuselage in the aircraft mark, configurations not shown. In these embodiments no part of the wing 2 is in a projection volume 62 of debris in the event of engine burst.
  • the configuration of the horizontal stabilizer before 4 can also be different according to requirements specific to the aircraft to be realized in particular aerodynamic requirements, structural requirements and constraints on the movement of people and especially vehicles around from the plane to the ground.
  • the horizontal stabilizer front 4 is for example fixed in a low position on the fuselage 2, as in the configuration shown in FIG 3a, and its geometric arrow can be positive as in the case of Figure 1 and Figure 3a, zero or negative in configurations not shown, the front horizontal stabilizer 41 and its elevators 42 being in any case outside the projection volumes 62 engine debris located at the rear of the fuselage.
  • the front horizontal stabilizer may also have different geometries especially as regards its arrow, its elongation or its taper.
  • the aircraft of the invention can also implement different types of engines in various configurations.
  • Figure 4 illustrates, without limitation, as examples of embodiments of the invention, different types and arrangement of motorization.
  • the rear fuselage can be arranged with:
  • FIG. 4c relatively small diameter reactors with respect to the fuselage, fixed to the fuselage by carrying mats visible to the outside fuselage;
  • FIG. 4d reactors of intermediate diameter and substantially tangent to the fuselage
  • a third engine may be attached to the rear of the fuselage, above the fuselage substantially in a vertical plane of symmetry of the aircraft, similar to other engines such as in the example of Figure 3f, corresponding to the arrangement of Figure 3c in a three-engine version, and that of Figure 3g corresponding to the arrangement of Figure 3d trimotor version.
  • engines, reactors or turboshaft engines of medium size can be arranged fixed on the sides of the fuselage in a configuration on matte carriers to provide optimized cruising propulsion, and be associated with a larger diameter reactor arranged on top of the fuselage in a buried configuration to minimize its drag during cruising and provide additional take-off thrust.
  • the architecture of the aircraft of the invention provides a solution to the problem of the projection of engine debris with respect to the aerodynamic surfaces of stabilization and control and systems that their associates.
  • This architecture gives the designer of the aircraft a great freedom in the choice of engine type and improved flexibility for the precise positioning of each engine.
  • yaw stabilizers such as, for example, substantially vertical aerodynamic surfaces arranged on the wings in intermediate positions between the fuselage and the ends of the wing, a priori with a symmetrical arrangement but not necessarily limited to a surface on each side of the fuselage.
  • the proposed shape of the fuselage is also susceptible to numerous variations without departing from the present invention, for example in terms of the evolution of the fuselage sections between the front and the rear of the fuselage.
  • the aircraft of the invention has all the necessary means to ensure its control and stability for many types of engine without it being necessary to implement specific protection means of the aircraft and its components. systems for the risk of flying debris or a high vibration level in the reel mode in the event of an engine burst.

Landscapes

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Abstract

Un avion (1) comporte un fuselage allongé (2) suivant une direction longitudinale X de l'avion, comporte une aile (3) fixée au fuselage dans une partie médiane du fuselage, et comporte un fuselage arrière (21), situé en arrière de l'aile (3), auquel sont fixés des moteurs (6). L'avion comporte en outre des surfaces aérodynamiques, empennage horizontal avant (4), surfaces verticales d'extrémité d'aile (5) et ailerons d'aile (31), assurant la stabilité et le contrôle aérodynamique de l'avion qui sont solidaires du fuselage (2) ou de l'aile (3) suivant un agencement tel qu'aucune des dites surfaces aérodynamiques ne soit située dans un volume (62) de projection possible de débris des moteurs (6) en cas d'éclatement d'une partie tournante d'un des moteurs de l'avion.

Description

Avion à système propulsif arrière
La présente invention appartient au domaine des avions propulsés par des turbomachines fixées dans une partie arrière du fuselage, par exemple les avions civils ou les avions militaires de transport.
Plus particulièrement l'invention concerne un avion avec un fuselage allongé à l'arrière duquel fuselage sont fixés des moteurs de propulsion de type turboréacteur ou de type turbomoteur.
Dans le domaine des avions il est aujourd'hui largement mis en œuvre une architecture, pouvant être considérée comme conventionnelle, comportant un fuselage allongé dans lequel sont transportés des passagers ou des marchandises et une aile fixée au fuselage dans une partie médiane du fuselage entre l'extrémité avant et l'extrémité arrière du fuselage.
Cette architecture conventionnelle est largement utilisée en raison des avantages qu'elle procure sur le plan aérodynamique et sur le plan opérationnel pour l'avion.
Sur le plan aérodynamique, le fuselage allongé offre un volume utile pouvant être important tout en présentant un maître couple réduit et l'allongement de l'aile en envergure peut être relativement important, ces deux points permettant de limiter la traînée aérodynamique.
Sur le plan opérationnel, la forme allongée du fuselage permet d'agencer sans difficulté particulière des issues en nombre suffisant pour permettre des opérations de chargement et de déchargement rapide des passagers et de disposer du nombre d'issues de secours exigées par la réglementation, la voilure n'étant pas gênante du fait de la longueur modérée occupée par celle-ci sur la longueur du fuselage.
Si cette architecture conventionnelle est largement dominante dans le domaine des avions de transport, elle comporte cependant deux familles bien distinctes quant à la position des moteurs de propulsion. Une première famille comporte les moteurs de propulsion fixés sous l'aile, le plus souvent deux ou quatre moteurs agencés symétriquement par rapport au fuselage comme par exemple sur les avions Airbus A320 (deux moteurs) ou A380 (quatre moteurs) et une seconde famille comporte les moteurs de propulsion fixés à l'arrière du fuselage de chaque côté du fuselage comme par exemple sur l'avion SE210 Caravelle et éventuellement dans ou au-dessus du fuselage.
Pour délivrer la poussée nécessaire aux avions de transports, les moteurs utilisés, dès que la masse de l'avion dépasse quelques dizaines de tonnes, sont des turboréacteurs ou des turbomoteurs qui comportent des turbines comme générateur de puissance qui entraînent le plus souvent des soufflantes de grand diamètre ou des hélices plus ou moins complexes.
Ces moteurs sont susceptibles de défaillance pouvant entraîner, sous l'action de forces centrifuges, l'éjection de débris de moteur avec des énergies pouvant être élevées.
Pour contenir les débris, il est parfois fait appel à des blindages autour de partie tournantes carénées comme les soufflantes mais il n'est pas possible en pratique, c'est à dire avec une pénalité de masse acceptable, d'empêcher par ce moyen la projection de débris dés lors que l'énergie en jeu est importante.
Pour éviter des endommagements de parties sensibles de l'avion, par exemple les parties comportant des commandes de vol ou des structures vitales, les moteurs sont placés dans des positions telles que les trajectoires possibles de débris de moteur évitent ces parties sensibles ou ne provoquent pas de dégâts gênant pour l'avion.
Dans le cas des moteurs fixés à l'arrière de l'avion le problème est plus difficile à prendre en compte en raison de la concentration des commandes de vol dans la partie arrière du fuselage, relativement petite, où se situe également les empennages de l'avion dans les architectures conventionnelles, l'empennage horizontal et l'empennage vertical.
Aujourd'hui les problèmes d'installation des réacteurs arrières ont été maîtrisés par les concepteurs par un positionnement, en particulier un positionnement longitudinal, des réacteurs, contraignant mais possible en raison de dimensions relativement limitées de ces réacteurs et ou d'énergies limitées des débris potentiels, et par la multiplication des systèmes de commandes de vol.
L'apparition pour diverses raisons de moteurs comportant des parties tournantes de diamètres plus importants, en particulier les moteurs à hélices contrarotatives non carénées, dont l'installation à l'arrière du fuselage semble sous certains aspects plus simple que sous l'aile repose cependant le problème de la maîtrise des éjections de débris.
Les projets d'installation de ces moteurs consistent de manière connue à remplacer les réacteurs conventionnels par ces moteurs en adaptant les mâts support qui doivent éloigner l'axe du moteur en fonction du diamètre des parties tournantes, comme par exemple dans le brevet US 5443229, mais ces solutions ne permettent pas de contenir simplement les conséquences d'un éclatement de partie tournante d'un moteur qui risque de se traduire par des endommagements de systèmes de contrôle de l'avion au niveau des empennages arrières ou d'une partie de la structure des empennages ou du fuselage arrière, endommagements qui doivent alors être pris en considération dans la conception.
La mise en œuvre de telles solutions est donc très coûteuse et complexe et est la source de pénalités en particulier de pénalités de masses et de pénalités aérodynamiques. La présente invention propose une architecture avion qui apporte une solution optimisée pour l'installation de moteurs à turbine fixés à l'arrière du fuselage d'un avion et permet au concepteur d'avion de définir une installation des moteurs fixés à l'arrière du fuselage sans être soumis aux contraintes connues sur les architectures d'avion conventionnelles pour résoudre les aspects de sécurité des commandes de vol et des systèmes.
Pour cela l'avion de l'invention comporte un fuselage allongé suivant une direction longitudinale X de l'avion, comporte une aile fixée au fuselage dans une partie médiane du fuselage suivant la direction longitudinale de sorte que le fuselage s'étend en partie en avant de l'aile en direction d'une extrémité avant du fuselage et s'étend en partie en arrière de l'aile en direction d'une extrémité arrière du fuselage, et comporte une partie arrière de fuselage en arrière de l'aile et du côté de l'extrémité arrière, également désignée fuselage arrière, auquel sont fixés un ou des moteurs en arrière de l'aile. En outre, le fuselage arrière est totalement dépourvu de surfaces aérodynamiques destinées à assurer la stabilité et ou le contrôle aérodynamique de l'avion, ou au moins de telles surfaces aérodynamiques qui seraient nécessaires pour assurer stabilité ou contrôle aérodynamique de l'avion, cette condition concernant au moins les zones du fuselage arrière qui sont situées dans un volume de projection possible de débris des moteurs en cas d'éclatement d'une partie tournante d'un des moteurs de l'avion, avantageusement l'ensemble de ces surfaces aérodynamiques étant localisées dans une partie en avant des moteurs et de leurs volumes de projection possible de débris.
Ainsi dans le cas d'un éclatement de moteur conduisant à la projection de débris pendant le vol de l'avion, les débris de moteur projetés n'atteignent pas les surfaces aérodynamiques évitant ainsi tout risque d'un endommagement de ces surfaces aérodynamiques ou de leurs équipements qui aurait des répercussions sur la stabilité et le contrôle de l'avion.
En outre les vibrations associées à un moteur déséquilibré, entraîné en rotation en mode moulinet par le déplacement de l'avion dans l'air, ne s'applique pas directement aux surfaces aérodynamiques ce qui évite un surdimensionnement structural de ces surfaces aérodynamiques pour prendre en compte ce cas de vol, ce qui évite que ces surfaces aérodynamiques ne soient endommagées au niveau de leur fonctionnement par un niveau de vibrations élevé et ce qui limite les effets des vibrations sur les qualités de vol de l'avion.
Pour assurer la stabilité et le contrôle en tangage de l'avion, les surfaces aérodynamiques assurant la stabilité et le contrôle aérodynamique de l'avion autour de l'axe de tangage sont avantageusement solidaires du fuselage dans une position longitudinale sur le fuselage située en avant de l'aile.
Compte tenu de la position des moteurs à l'arrière du fuselage, ces surfaces aérodynamiques, par exemple un empennage avant dit canard, se trouvent toujours éloignées des zones de projection de débris et ainsi parfaitement protégées en cas d'éclatement moteur.
Pour assurer la stabilité et le contrôle en lacet de l'avion, les surfaces aérodynamiques assurant la stabilité et le contrôle aérodynamique de l'avion autour de l'axe de lacet sont avantageusement agencées aux extrémités libres de l'aile, maintenues en dehors des volumes de projection possible de débris de moteur.
Les surfaces aérodynamiques ainsi placées aux extrémités de l'aile, par exemple sous la forme de winglets adaptées en dimensions et en formes pour assurer la stabilité recherchée et pourvues de gouvernes pour le contrôle de l'avion autour de l'axe de lacet, ne sont pas susceptibles d'être endommagées par les projections de débris en cas d'éclatement de moteur.
Pour assurer la stabilité et le contrôle en roulis de l'avion, les surfaces aérodynamiques assurant le contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de roulis sont des ailerons agencés sur l'aile du côté d'un bord de fuite de l'aile, et solidaires de l'aile dans une zone située en dehors des volumes de projection possible de débris de moteur.
Dans un mode particulier de réalisation, les ailerons comportent un mode de génération de traînée aérodynamique contrôlée pour assurer un contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de lacet de l'avion.
Ainsi les ailerons, par exemple de type crocodile, participent au contrôle de l'avion autour de l'axe de lacet en complément ou en remplacement des surfaces aérodynamiques d'extrémité d'aile dédiées à la stabilité et au contrôle en lacet de l'avion.
Avantageusement les moteurs de l'avion de l'invention sont des réacteurs ou des turbomoteurs à hélices à l'avant ou à hélices à l'arrière.
Avec de tels moteurs, l'agencement proposé évite que les surfaces aérodynamiques puissent se trouver sur des trajectoires des débris dont les énergies potentielles sont telles qu'il serait pénalisant de chercher à les arrêter ou à les contrôler.
Dans un mode de réalisation de l'avion, celui-ci comporte deux moteurs, un moteur de chaque côté du fuselage agencé sur le fuselage arrière suivant un arrangement sensiblement symétrique par rapport à un plan vertical dans le repère avion et comporte en outre le cas échéant un troisième moteur agencé au-dessus du fuselage sur le fuselage arrière sensiblement dans le plan de symétrie vertical du repère avion pour répondre aux besoins en poussée de l'avion et aux exigences réglementaires si besoin.
La position suivant la direction longitudinale de l'aile sur le fuselage et la flèche géométrique de l'aile sont déterminées de sorte qu'aucune des surfaces aérodynamiques solidaire de l'aile ne soit dans le volume de projection des débris des moteurs.
Un choix judicieux de ces paramètres géométriques de l'aile permet de répondre aux exigences de centrage et de vitesse de croisière recherchées pour l'avion tout en respectant la condition que les surfaces aérodynamiques ne risquent pas d'être endommagées par les débris projetés en cas d'éclatement moteur.
L'invention concerne également un procédé de fabrication d'un avion répondant à la description précédente dans lequel une partie de la structure de l'avion, formée par la structure de l'avion sans le fuselage arrière, est réalisée indépendamment du fuselage arrière et dans lequel un fuselage arrière, pouvant être différent d'un avion à un autre et correspondant à un type de moteurs donné, est assemblé à la partie de la structure de l'avion en fonction d'une motorisation voulue pour l'avion à fabriquer.
Ce procédé permet ainsi de réaliser une unité industrielle de production d'avions dans laquelle des avions différents par le type de moteurs les équipant sont produits avec des moyens et des parties de structure communs en grande partie.
A titre d'illustrations d'exemples de réalisations non limitatifs de l'invention, les figures représentent schématiquement :
figure 1 : une vue en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention;
figure 2 : une vue de dessus de l'avion de la figure 1 illustrant les zones possibles de projection de débris en cas d'éclatement moteur ; figure 3a : une vue en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention se distinguant de l'avion de la figure 1 par une configuration de voilure haute et empennage avant bas ;
figure 3b : une vue en perspective d'un exemple d'avion suivant l'invention se distinguant de l'avion de la figure 1 par une configuration de moteurs de type réacteurs ;
figure 4 et détails (a) à (g) : en perspective une partie d'avion sans fuselage arrière, correspondant à l'avion de la figure 1, et de différents fuselages arrière pouvant être adaptés à la partie avant utilisant des moteurs de types ou en nombres différents.
La figure 1 présente un avion 1 comportant suivant un agencement connu et conventionnel principalement un fuselage 2, une aile 3.
L'avion 1 est associé autant que de besoins pour la description à un repère conventionnel défini par trois directions orthogonales :
- une direction X parallèle à un axe longitudinal de l'avion, parallèle à un axe du fuselage, orienté positivement vers l'avant de l'avion suivant le sens de déplacement en vol ;
- une direction Z perpendiculaire à la direction X et orienté positivement vers le bas de l'avion lorsque l'avion est en vol horizontal ;
- une direction Y perpendiculaire à un plan XZ déterminé par les directions X et Z, orienté positivement vers la droite de l'avion. Les expressions relatives de position ou de direction ont dans la description le sens commun qu'elles ont dans un repère de l'avion, notamment :
- devant ou vers l'avant signifie dans la direction des X positifs, et derrière ou vers l'arrière dans la direction des X négatifs ;
- dessous ou vers le bas signifie dans la direction des Z positifs et dessus ou vers le haut dans la direction des Z négatifs ;
- à droite ou vers la droite signifie dans la direction des Y positifs et à gauche ou vers la gauche dans la direction des Y négatifs, sur un côté signifiant indifféremment du côté des Y positifs ou des Y négatifs suivant le cas.
Conformément aux conventions dans le domaine de la conception des avions, pour les rotations ou les couples, il est fait référence aux angles de roulis autour d'un axe de rotation de roulis de l'avion parallèle à la direction X, aux angles de tangage autour d'un axe de tangage parallèle à la direction Y et aux angles de lacet autour d'un axe de lacet parallèle à la direction Z.
Le fuselage 2 de l'avion est, de manière classique dans le domaine des avions de transport, allongé suivant une direction longitudinale dudit fuselage parallèle à la direction X.
L'aile 3 est fixée dans une partie médiane 22 du fuselage suivant sa longueur, c'est-à-dire que le fuselage s'étend en partie en avant de l'aile en direction d'une extrémité avant 24 du fuselage et s'étend en partie en arrière de l'aile en direction d'une extrémité arrière 23 du fuselage sans que l'aile ne soit nécessairement équidistante des dites extrémités avant et arrière.
Dans l'exemple considéré de la figure 1, l'aile 3 est également fixée en partie inférieure du fuselage qui est dans la partie médiane 22 sensiblement cylindrique.
L'avion 1 de l'invention comporte également, comme illustré sur la figure
1, un empennage horizontal avant 4, fixé au fuselage en avant de l'aile suivant une configuration dite canard. L'empennage horizontal avant 4 comporte une première partie 41 sensiblement horizontale fixe ou à calage variable par rapport au fuselage et s'étendant de manière sensiblement symétrique de chaque côté du fuselage sur laquelle sont articulées du côté d'un bord de fuite des gouvernes de profondeur 42.
L'aile 3 est pourvue à ses extrémités libres de stabilisateurs de lacet 5. Chaque stabilisateur de lacet 5 est constitué principalement d'une surface aérodynamique sensiblement verticale ou au moins suffisamment inclinée par rapport à un plan horizontal XY du repère avion pour présenter une composante d'une force aérodynamique significative, générée par le stabilisateur de lacet, suivant la direction Y lorsque l'avion présente un dérapage aérodynamique non nul.
Chaque stabilisateur de lacet 5 comporte une partie avant 51 fixe et une gouverne de lacet 52 articulée du côté d'un bord de fuite du stabilisateur.
L'aile 3 comporte également du côté d'un bord de fuite de ladite aile des ailerons 31 mis en œuvre pour le contrôle de l'avion autour de l'axe de roulis. Le cas échéant chaque ailerons 31 comporte un mode de génération d'une traînée aérodynamique contrôlée, indépendamment de la portance locale de l'aileron recherchée pour le contrôle en roulis, par exemple au moyen d'une gouverne de type crocodile, de telle sorte qu'en provoquant une traînée aérodynamique différente entre le côté droit de l'aile et son côté gauche un couple de contrôle autour de l'axe de lacet est généré.
L'utilisation de cette fonctionnalité permet le cas échéant de mettre en œuvre des stabilisateurs de lacet 5 comportant des gouvernes de lacet 52 de dimensions réduites, voire le cas échéant ne comportant pas de gouverne de lacet.
Dans une partie arrière 21 du fuselage 2 dit fuselage arrière, en arrière de l'aile 3 et du côté de l'extrémité arrière 23, sont fixés deux moteurs 6.
Chaque moteur 6 est fixé d'un côté du fuselage, relativement proche de l'extrémité arrière 23 du fuselage, par l'intermédiaire d'un mat porteur 61.
Le fuselage arrière 21 correspond sensiblement à une partie du fuselage dont des sections droites par rapport à la direction longitudinale X diminuent depuis la partie médiane 22 sensiblement cylindrique jusqu'à l'extrémité arrière 23 du fuselage.
Suivant l'invention, le fuselage arrière 21 ne comporte aucune surface aérodynamique ni de surface de contrôle aérodynamique nécessaire à la stabilité ou au contrôle aérodynamique de l'avion, et dans le cas illustré sur les figures le fuselage arrière 21 ne comporte effectivement aucune surface aérodynamique destinée à la stabilité ou au contrôle aérodynamique de l'avion, même si accessoirement des formes particulières du fuselage, de mats porteurs des moteurs ou encore de nacelles des moteurs ont nécessairement des effets sur la stabilité qui bien que pris en considération par le concepteur de l'avion ne sont pas essentiels dans la stabilité de l'avion.
Ainsi l'avion de l'invention ne comporte aucun des empennages associés au fuselage arrière dans les architectures conventionnelles.
Dans l'avion 1 de l'invention l'empennage avant 4 est dimensionné tant en surface totale qu'en dimensions des gouvernes de profondeur 42 pour assurer la stabilité en tangage et le contrôle en tangage de l'avion et les stabilisateurs de lacet 5 et leurs gouvernes de lacet 52 et ou les ailerons crocodiles le cas échéant sont dimensionnés pour assurer la stabilité et le contrôle en lacet de l'avion.
On notera que, en pratique, la nécessité de maintenir chacun des moteurs arrières 6, au moins pour certains types de moteur dont les moteurs avec des hélices, à une certaine distance du fuselage arrière 21 implique la mise en œuvre de mats porteurs 61 dont la forme, pour réduire la traînée aérodynamique, ont de manière accessoire un effet sur la stabilité longitudinale mais que la suppression de cet effet n'affecte pas sensiblement la stabilité longitudinale.
Dans un soucis d'optimisation, avantageusement l'empennage avant 4 est dimensionné en prenant en compte l'effet stabilisateur longitudinal des mats porteurs 61 lorsque l'avion est dans une configuration normale tout en considérant une stabilité dégradée mais acceptable vis à vis des qualités de vol et du confort, qui serait induite par un endommagement des mats porteur.
L'absence de structures d'empennages dans la zone du fuselage arrière
21 et de l'installation de nombreux systèmes afférant aux commandes de vol associées aux empennages permet de réaliser une structure de fuselage arrière à la fois plus légère et plus résistante que dans les architectures avion conventionnelles.
La liberté ainsi offerte pour concevoir la structure de la pointe arrière permet également de réaliser des jonctions entre les mats porteurs 61 et le fuselage arrière 21 pouvant amortir les vibrations tant au cours du fonctionnement normal des moteurs pour atténuer la transmission des vibrations et du bruit vers le fuselage que dans le cas d'un balourd important d'une partie tournante de moteur.
Ce phénomène de balourd dans les moteurs comportant des pales de grand diamètre comme par exemple les turbofans ou les turbopropulseurs à hélices rapides doit être considéré avec attention.
En effet en cas de perte d'une pale ou d'une partie de pale de fan ou d'hélice, le plus souvent le moteur, même après extinction, continue en vol à être entraîné en rotation par l'écoulement de l'air suivant un mode dit "moulinet". Le déséquilibrage des parties tournantes du moteur est alors la source de vibrations importantes qui sont susceptibles de perturber la structure et le bon fonctionnement des systèmes.
Dans l'avion de l'invention, de telles vibrations n'ont que peu d'effets sur la stabilité et le contrôle de l'avion du fait de l'absence des empennages correspondant à ces fonctions sur le fuselage arrière 21 et en outre la simplification des aménagements des systèmes dans ledit fuselage arrière facilite la fixation des mats moteurs par des moyens amortisseurs de vibrations performants.
Dans l'agencement des moteurs sur l'avion de l'invention, aucune des surfaces aérodynamiques, qu'elles soient fixées au fuselage ou à l'aile,
(empennage avant 4 et stabilisateurs de lacet 5), ni aucune gouverne de contrôle aérodynamique (gouvernes de profondeur 42, gouvernes de lacet 52 et ailerons
31 de l'aile) ne se situe dans une zone comprise dans un volume de projection 62 de débris de moteur susceptibles d'être projetés en cas d'éclatement moteur.
Les volumes de projection 62 de débris d'un moteur en cas d'éclatement sont en effet connus et sont représentés par des volumes correspondant à des cônes de projection associés aux différentes parties tournantes du moteur comme symbolisé sur la figure 2.
De tels volumes de projection sont le plus souvent représentés par des zones de formes coniques qui traduisent les angles de divergences possibles des débris de parties tournantes du moteur par rapport à un plan radial de chacune des dites parties tournantes.
L'homme du métier de la conception des installations motrices pour les avions connaît bien les emplacements de ces volumes par rapport à un moteur, emplacements qui font parties des caractéristiques du moteur que le concepteur du moteur établit par exemple à partir de données expérimentales et aujourd'hui au moyen d'outils de simulation numérique.
Du fait que tous les éléments sensibles relatifs à la stabilisation et au contrôle de l'avion sont, dans l'avion de l'invention, en dehors des zones à risque d'endommagement par des projections de débris en cas d'éclatement de moteur, la conception des commandes de l'avion chargées d'assurer la stabilité et les commandes de l'avion s'en trouve facilitée. D'une part, la ségrégation des lignes de puissance (hydraulique, électrique) et des lignes de commande (bus électriques, bus optiques ...) est soumise à des contraintes beaucoup moins sévères du fait que les cheminements de ces lignes n'ont pas à éviter de transiter dans des zones à risque vis à vis des éclatements de moteur. Cet aspect ressort manifestement de l'architecture utilisée dans laquelle seule la partie la plus arrière du fuselage est potentiellement soumise aux projections et du fait qu'aucun élément sensible n'est agencé dans cette zone ou en arrière de cette zone.
D'autre part, la conception des éléments de commande eux mêmes, en particulier les surfaces mobiles utilisées pour les commandes de vol et leurs actionneurs, qui doit être tolérante aux pannes pour des raisons classiques de sécurité, est beaucoup plus simple à concevoir et à réaliser avec un effet bénéfique sur les coûts et sur la masse de ces éléments.
Par exemple des gouvernes, e.g. une gouverne de direction, qui doivent être réalisées en deux éléments dans une architecture conventionnelle peuvent dans l'avion de l'invention être réalisées en un seul élément.
L'avion de l'invention présenté sur la figure 1 est susceptible de prendre des formes d'architecture variées dans le respect des principes de la présente invention.
La configuration de l'aile peut être différente de celle de l'avion de la figure 1.
Par exemple l'aile 3 peut-être en position haute par rapport au fuselage 2 comme sur l'exemple de l'avion de la figure 3a.
L'aile peut également adopter des configurations aérodynamiques diverses telles qu'une flèche de voilure sensiblement nulle ou une flèche inversée vers l'avant, c'est à dire que les extrémités de l'aile sont décalées vers l'avant en avant de l'emplanture de l'aile sur le fuselage dans le repère avion, configurations non illustrées. Dans ces variantes de réalisation aucune partie de l'aile 2 ne se trouve dans un volume de projection 62 de débris en cas d'éclatement moteur.
En pratique la flèche géométrique de l'aile est limitée vers l'arrière en fonction de la position de l'aile par rapport au fuselage par les volumes de projection de débris.
La configuration de l'empennage horizontal avant 4 peut également être différente en fonction d'exigences propres à l'avion devant être réalisé en particulier d'exigences aérodynamiques, d'exigences structurales et de contraintes sur les mouvements de personnes et surtout de véhicules autour de l'avion au sol.
L'empennage horizontal avant 4 est par exemple fixé dans une position basse sur le fuselage 2, comme sur la configuration illustrée figure 3a, et sa flèche géométrique peut être positive comme dans le cas de la figure 1 et de la figure 3a, nulle ou négative suivant des configurations non illustrées, l'empennage horizontal avant 41 et ses gouvernes de profondeur 42 étant dans tous les cas en dehors des volumes de projection 62 des débris de moteurs situés à l'arrière du fuselage.
L'empennage horizontal avant peut également avoir des géométries différentes en particulier pour ce qui est de sa flèche, de son allongement ou de son effilement.
L'avion de l'invention peut également mettre en œuvre différents types de moteurs suivant des configurations variées.
La figure 4 illustre de manière non limitative, à titre d'exemples de réalisations de l'invention, différents types et agencement de motorisation.
Ainsi sur un même avion 1 ou un avion similaire en dehors du fuselage arrière 21 illustrée sur la figure 4, le fuselage arrière peut être agencé avec :
- figure 4a : des turbomoteurs à hélices rapides situées à l'arrière du moteur, comme sur l'avion de la figure 1 ;
- figure 4b : des turbomoteurs à hélices rapides situées à l'avant du moteur ;
- des réacteurs de plus ou moins grand diamètre qui sont avantageusement installés dans des configurations plus ou moins intégrées dans le fuselage en fonction d'une largeur au maître couple des réacteurs considérés :
- figure 4c : des réacteurs de relativement petit diamètre par rapport au fuselage, fixés au fuselage par des mats porteurs visibles à l'extérieur du fuselage ;
- figure 4d : des réacteurs d'un diamètre intermédiaire et sensiblement tangents au fuselage ;
- figure 4e : des réacteurs de grand diamètre par rapport au fuselage et agencés suivant une configuration dite semi-enterrée dans le fuselage.
Dans une configuration non illustrée, un seul moteur est fixé au fuselage arrière.
Pour diverses raisons, augmentation de la poussée totale ou exigences réglementaires, un troisième moteur peut être fixé à l'arrière du fuselage, au- dessus du fuselage sensiblement dans un plan de symétrie vertical de l'avion, de manière similaire aux autres moteurs comme dans l'exemple de la figure 3f, correspondant à l'agencement de la figure 3c en version trimoteur, et celui de la figure 3g correspondant à l'agencement de la figure 3d en version trimoteur.
En pratique le nombre de moteurs, les types des moteurs, les tailles des moteurs et leurs agencements sur le fuselage peuvent répondre à toutes les combinaisons possibles, dans les limites de ce qui est matériellement possible.
Par exemple des moteurs, réacteurs ou turbomoteurs, de taille moyenne peuvent être agencés fixés sur les côtés du fuselage dans une configuration sur mats porteurs pour assurer une propulsion de croisière optimisée, et être associés à un réacteur de plus grand diamètre agencé sur le dessus du fuselage dans une configuration enterrée pour minimiser sa traînée en croisière et apporter un supplément de poussée au décollage.
Quelque soit le type de moteur et le nombre de moteurs mis en œuvre, l'architecture de l'avion de l'invention apporte une solution au problème de la projection des débris de moteur vis à vis des surface aérodynamiques de stabilisation et de contrôle et des systèmes qui leurs associés.
Cette architecture donne ainsi au concepteur de l'avion une grande liberté dans le choix du type de moteur et une souplesse améliorée pour le positionnement précis de chaque moteur.
En outre en séparant les aspects critiques des projections de débris moteur de ceux de la conception des systèmes de l'avion et en particulier des systèmes de stabilité et de contrôle aérodynamique, il devient possible de concevoir un avion dont la motorisation peut être fondamentalement modifiée sans que la configuration des autres systèmes ne soit remise en cause.
Le choix du type de moteurs d'un avion peut ainsi être remis en cause tardivement dans le processus de conception d'un avion.
Une même chaîne de fabrication d'un avion peut réaliser des modèles utilisant des types de moteurs différents, les conséquences sur l'assemblage de la structure étant alors limitées à celles du choix d'un modèle de pointe arrière. Par exemple une version à réacteurs et une version à turbomoteurs à hélices peuvent être réalisées par une même chaîne d'assemblage.
La présente invention n'est pas limitée aux exemples détaillés illustrés et précédemment décrits.
En particulier les différents agencements possibles de l'aile et de l'empennage horizontal peuvent être combinés suivant les exigences aérodynamiques propres de l'avion.
D'autres agencements sont également possibles pour les stabilisateurs de lacet comme par exemple des surfaces aérodynamiques sensiblement verticales agencées sur les ailes dans des positions intermédiaires entre le fuselage et les extrémités de l'aile, a priori avec un arrangement symétrique mais non obligatoirement limité à une surface de chaque côté du fuselage.
La forme proposée du fuselage est également susceptible de nombreuses variations sans se démarquer de la présente invention, par exemple en termes d'évolution des sections de fuselage entre l'avant et l'arrière du fuselage. Ainsi l'avion de l'invention dispose de tous les moyens nécessaires pour assurer son contrôle et sa stabilité pour de nombreux types de motorisation sans qu'il ne soit nécessaire de mettre en œuvre des moyens de protection spécifiques de l'avion et de ses systèmes de risques de projection de débris ou d'un niveau de vibration élevé en mode moulinet en cas d'éclatement de moteur.

Claims

REVENDICATIONS
Avion (1) comportant un fuselage allongé
(2) suivant une direction longitudinale X de l'avion, comportant une aile (3) fixée au fuselage dans une partie médiane dudit fuselage suivant la direction longitudinale de sorte que le fuselage s'étend en partie en avant de l'aile (3) en direction d'une extrémité avant (24) du fuselage et s'étend en partie en arrière de l'aile (3) en direction d'une extrémité arrière (23) du fuselage, et comportant une partie arrière (21) de fuselage, dite fuselage arrière, comportant au moins un moteur (6) fixé au fuselage et situé en arrière de l'aile
(3) caractérisé en ce que :
- le ou les moteurs (6) fixés au fuselage sont fixés dans une position arrière de telle sorte que seules des parties de l'avion situées dans un volume (62) de projection de débris du ou des moteurs (6) fixés au fuselage en cas d'éclatement d'une partie tournante de l'un desdits moteurs sont des parties du fuselage arrière (21) ;
- le fuselage arrière (21) est dépourvu de surfaces aérodynamiques destinées à assurer la stabilité et ou le contrôle aérodynamique de l'avion.
Avion suivant la revendication 1 dans lequel des surfaces aérodynamiques
(4) de stabilisation et ou de contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de tangage de l'avion sont solidaires du fuselage (2) en avant de l'aile (3).
Avion suivant la revendication 2 dans lequel des surfaces aérodynamiques
(5) de stabilisation et ou de contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de lacet de l'avion sont agencées aux extrémités libres de l'aile (3), maintenues en dehors des volumes (62) de projection de débris de moteur. Avion suivant la revendication 3 dans lequel des surfaces aérodynamiques (31) de contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de roulis de l'avion sont des ailerons agencés sur l'aile (3) du côté d'un bord de fuite de l'aile, en dehors des volumes (62) de projection de débris de moteur.
- Avion suivant la revendication 4 dans lequel les ailerons (31) comportent un mode de génération de traînée aérodynamique contrôlée pour assurer un contrôle aérodynamique de l'avion autour d'un axe de lacet de l'avion.
- Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moteurs
(6) sont des réacteurs ou des turbomoteurs à hélices à l'avant ou à hélices à l'arrière.
- Avion suivant la revendication 6 comportant deux moteurs (6), un moteur de chaque côté du fuselage (2) agencé sur le fuselage arrière (21) suivant un arrangement sensiblement symétrique par rapport à un plan vertical dans le repère avion.
- Avion suivant la revendication 7 comportant en outre un troisième moteur
(6) agencé au-dessus du fuselage (2) sur le fuselage arrière (21) sensiblement dans le plan de symétrie vertical du repère avion.
- Avion suivant l'une des revendications précédentes dont la position sur le fuselage (2) de l'aile (3) suivant la direction longitudinale et la flèche géométrique de l'aile (3) sont déterminées de sorte qu'aucune des surfaces aérodynamiques (5, 31) solidaire de l'aile ne soit dans un volume (62) de projection des débris des moteurs (6).
- Procédé de fabrication d'un avion (1) conforme à l'une des revendications précédentes dans lequel une partie de la structure de l'avion, formée par la structure de l'avion sans le fuselage arrière (21), est réalisée indépendamment du fuselage arrière (21) et dans lequel un fuselage arrière (21), pouvant être différent d'un avion à un autre et correspondant à un type de moteurs (6) donné, est assemblé à ladite partie de la structure de l'avion en fonction d'une motorisation voulue pour l'avion à fabriquer.
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