WO2019243119A1 - Système propulsif arrière pour aéronef - Google Patents

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WO2019243119A1
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rear propulsion
air stream
central part
mobile
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William Henri Joseph RIERA
Panagiotis GIANNAKAKIS
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Safran
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Definitions

  • the present invention relates to an aircraft and more particularly, a rear propulsion system intended to be mounted to a rear point of an aircraft in order to ingest a boundary layer of the aircraft.
  • an aircraft extends longitudinally along an axis and has lateral wings on which propulsion engines are mounted.
  • a rear propulsion system to mount a rear tip of an aircraft in order to ingest an air flow from the boundary layer of the aircraft.
  • the boundary layer is formed on the surface of the fuselage.
  • the maximum speed of the air flow is 99% of the free speed. As a result, the boundary layer air flow moves more slowly than the free air flow.
  • the rear propulsion system when a rear propulsion system is configured to ingest the air flow of the boundary layer, the rear propulsion system generates an air flow with a lower exhaust speed than the propulsion engines placed under the wings of the aircraft and configured to absorb the flow of free air, which increases the efficiency of the rear propulsion system.
  • an aircraft 1 comprises a fuselage 10 extending longitudinally from rear to front along a longitudinal axis X.
  • the fuselage 10 comprises, at its rear end, a rear point 1 1 on which is mounted peripherally a rear propulsion system 2 configured to ingest the boundary layer circulating on the fuselage 10 from front to back.
  • the fuselage 10 comprises an upper fin 12 positioned in front of the rear propulsion system 2.
  • the rear propulsion system 2 comprises an inner peripheral casing 21 fixed to the rear tip 1 1 and an outer peripheral casing 22, so as to delimit an air stream V between the casing inner peripheral 21 and the outer peripheral casing 22.
  • the rear propulsion system 2 further comprises a plurality of identical faired mobile blowers 3 distributed peripherally in the annular air stream V in order to accelerate the air flow from the layer limit.
  • the size of the lower part of the rear propulsion system 2 is problematic during takeoff of the aircraft 1. In fact, if the lower part extends significantly projecting downwards, it would be susceptible to come into contact with the take-off runway of aircraft 1 during take-off. Also, as a function of a predetermined take-off angle a, a height of clearance H relative to the ground S is defined below which no part of the aircraft must extend.
  • the thrust of the rear propulsion system 2 is not optimal since the thickness of the boundary layer is not constant at the periphery of the fuselage.
  • the air flows accelerated by the rear propulsion system 2 have heterogeneous speeds penalizing the thrust performance and increasing the drag.
  • the object of the invention is therefore to remedy these drawbacks by proposing a new rear propulsion system having improved propulsive efficiency while respecting the guard height.
  • the invention relates to a rear propulsion system for aircraft configured to ingest a boundary layer of said aircraft, the rear propulsion system extending longitudinally along an axis X, the rear propulsion system comprising an inner peripheral casing, an outer peripheral casing , an air stream delimited between the inner peripheral casing and the outer peripheral casing and a plurality of mobile faired blowers mounted in the air stream.
  • the invention is remarkable in that at least two fairing mobile blowers have different propulsive powers.
  • the propulsive power of the keeled mobile blowers is adapted to allow a homogeneous flow behind the propulsive system.
  • the propulsive power is increased so as to standardize the thrust leaving the propulsive system.
  • the drag is reduced, the speed gradient is homogeneous and the jet noise is reduced.
  • peripheral element is meant that the element defines a closed surface.
  • the peripheral vein is substantially annular.
  • faired mobile fan is meant a fan wheel mounted in a casing.
  • the air stream comprises:
  • an upper central part having a radial dimension R1 and comprising at least one faired mobile fan and
  • a lower central part having a radial dimension R4 and comprising at least one ducted mobile fan whose propulsive power is greater than that of the ducted mobile fan of the upper central part.
  • the mobile blower in the lower central part makes it possible to significantly speed up the thick boundary layer.
  • the term radial is usually defined with respect to the X axis, that is to say, in the plane transverse to the X axis.
  • the radial dimension R4 of the lower central part is less than the radial dimension R1 of the upper central part.
  • the lower central part makes it possible to respect the guard height.
  • the upper central part of the air stream extends over an angular range Q1 of between 30 ° and 60 °.
  • Q1 angular range
  • the lower central part V4 of the air stream V extends over an angular range Q4 of between 120 ° and 140 °.
  • an angular range Q4 makes it possible to correspond to the zone impacted by the guard height.
  • the air stream comprises:
  • At least two upper lateral parts each having a radial dimension R2 and comprising at least one faired mobile fan and
  • At least two lower side parts each having a radial dimension R3 and comprising at least one shrouded mobile fan whose propellant power is greater than that of the shrouded mobile fan of an upper side portion.
  • the mobile fan of each lower lateral part makes it possible to act on the part of the thick boundary layer induced by the root of the wings of the aircraft and whose speed is the lowest.
  • each upper lateral part of the air stream extends over an angular range Q2 of between 60 ° and 90 °, preferably centered on a directional axis inclined by an angle b2 between 10 ° and 30 ° from the horizontal axis.
  • the mobile blower (s) of each upper lateral part make it possible to act on the boundary layer of average thickness between the wakes of the upper fin and the root of the lateral wings.
  • each lower lateral part of the air stream extends over an angular range Q3 of between 25 ° and 50 °, preferably centered on a directional axis inclined by an angle b3 included between 20 ° and 40 ° relative to the horizontal axis.
  • the lower central part of the air stream has two fairing mobile blowers, preferably only two.
  • the thrust remains symmetrical even if the radial thickness is reduced.
  • the invention also relates to an aircraft extending longitudinally along an X axis and comprising a rear tip on which a boundary layer circulates and at least one rear propulsion system, as presented above, mounted on the periphery of the rear tip and configured for ingest the boundary layer of said aircraft.
  • FIG. 1 is a schematic representation of an aircraft with a rear propulsion system according to the prior art
  • FIG. 2 is a diagrammatic perspective representation of an aircraft with a rear propulsion system according to the prior art comprising several faired mobile blowers,
  • FIG. 3 is a diagrammatic representation in cross section of the rear propulsion system of FIG. 2,
  • FIG. 4 is a schematic representation of an aircraft with a rear propulsion system according to the invention.
  • Figure 5 is a schematic cross-sectional representation of the air flow at a rear tip of an aircraft seen by the rear propulsion system
  • Figure 6 is a schematic cross-sectional representation of a propulsion system rear according to a first embodiment of the invention
  • Figure 7 is a schematic cross-sectional representation of a rear propulsion system according to a second embodiment of the invention.
  • an aircraft 1 comprising a fuselage 10 extending longitudinally from rear to front along a longitudinal axis X.
  • the fuselage 10 comprises, at its rear end, a rear tip 1 1 on which is peripherally mounted a rear propulsion system 4 according to the invention.
  • the rear propulsion system 4 is configured to ingest a boundary layer circulating from front to rear on the fuselage 10 and, in particular, on the rear tip 1 1.
  • the fuselage 10 comprises an upper fin 12 positioned in front of the system rear wheel 2.
  • the size of the lower part of the rear propulsion system 4 is problematic during takeoff of the aircraft 1. Indeed, if the lower part extends significantly projecting downward, it would be likely to come into contact with the take-off runway of the aircraft 1 during take-off. Also, as a function of a predetermined take-off angle a, a height of clearance H relative to the ground S is defined below which no part of the aircraft must extend.
  • the rear propulsion system 4 comprises an inner peripheral casing 41, an outer peripheral casing 42, an air stream V delimited between the inner peripheral casing 41 and the outer peripheral casing 42 and a plurality of mobile blowers fairings 51, 52, 53, 54 mounted in the air stream V.
  • the inner peripheral casing 41 has a substantially circular section adapted to be mounted on the rear tip 1 1 of the aircraft 1 so as to extend in the continuity of the fuselage 10 in order to capture the air flow from the boundary layer.
  • the inner peripheral casing 41 is integrated into the rear tip 1 1 of the aircraft 1.
  • the air flows seen by the rear propulsion system 4 are shown schematically in a plane transverse to the axis X.
  • a boundary layer F1 extends at the periphery of the rear tip 1 1.
  • the boundary layer F1 is surrounded by a flow of free air F2 of higher speed. Since the aircraft 1 has a vertical axis of symmetry, the air flows seen by the rear propulsion system 4 also have a vertical axis of symmetry.
  • the thickness of the boundary layer F1 ingested by the lower central zone Z4 is greatly reduced given the air stream can have a lower central part having a very small radial thickness to take account of the guard height H.
  • the accelerated air flow has a substantially constant speed, which limits the drag, homogenizes the speed gradient and reduces the jet noise.
  • the air stream V is peripheral and comprises an upper central part V1, two upper lateral parts V2, two lower lateral parts V3 and a lower central part V4.
  • the air stream V has a radial dimension defined in the transverse plane, that is to say, a thickness. In this first embodiment, this radial dimension is constant at the periphery.
  • the upper central part V1 of the air stream V extends over an angular range Q1 between 30 ° and 60 ° and the lower central part V4 of the air stream V extends over an angular range Q4 between 120 ° and 140 °.
  • the upper central part V1 and the lower central part V4 are centered on vertical directional axes.
  • Each upper lateral part V2 of the air stream V extends over an angular range Q2 of between 60 ° and 90 °, preferably centered on a directional axis inclined by an angle b2 of between 10 ° and 30 ° by relative to the horizontal axis.
  • each lower lateral part V3 of the air stream V extends over an angular range Q3 of between 25 ° and 50 °, preferably centered on a directional axis inclined at an angle b3 of between 20 ° and 40 ° from the horizontal axis.
  • each upper lateral part V2, each lower lateral part V3 and the lower central part V4 respectively have radial thicknesses R1, R2, R3, R4 which are equal. However, it goes without saying that it could be different as will be presented later.
  • the rear propulsion system 4 comprises a plurality of fairing movable blowers 51, 52, 53, 54 mounted in the air stream V.
  • a fairing movable blower comprises in known manner a wheel comprising blades which is movably mounted rotating around an axis parallel to the X axis and housed in a casing, preferably cylindrical.
  • a faired mobile blower guides and accelerates an air flow.
  • the casings of the faired mobile blowers 51, 52, 53, 54 are connected together.
  • the rear propulsion system 4 has a vertical axis symmetry so as to provide a balanced thrust.
  • the ducted mobile blowers 51, 52, 53, 54 are adjacent two by two so as to maximize the acceleration of the air flow of the boundary layer. The entire flow of ingested air is accelerated by the keeled mobile blowers 51, 52, 53, 54.
  • the keeled mobile blowers 51, 52, 53, 54 form a peripheral ingestion surface in the air stream V.
  • the upper central part V1 comprises two faired mobile blowers 51 having a diameter D1
  • each upper side part V2 comprises two faired mobile blowers 52 having a diameter D2
  • each lower lateral part V3 comprises a faired mobile blower 53 having a diameter D3
  • the lower central part V4 comprises two faired mobile blowers 54 having a diameter D4.
  • the faired mobile blowers 51, 52, 53, 54 have identical diameters D1, D2, D3, D4.
  • each faired mobile blower 51, 52, 53, 54 occupies the entire radial dimension of the part of the air stream V in which it is mounted so as to maximize the thrust.
  • the diameters D1, D2, D3, D4 are substantially equal to the radial thicknesses R1, R2, R3, R4 respectively as illustrated in FIG. 6.
  • the propulsive power of each faired mobile fan 51, 52, 53, 54 can be adapted in order to more or less accelerate the ingested boundary layer.
  • the propulsive power can be adapted in different ways, for example, by adapting the speed of rotation of the fan, by modifying the inclination of the blades of the fan, etc.
  • the faired mobile blowers 54 of the lower central part V4 have a propulsive power greater than the propellant power of the faired mobile blowers 51 of the upper central part V1 since the ingested boundary layer is very thick in the central part lower V4.
  • the shrouded mobile blower 53 of the lower side part V3 has a propulsive power greater than the propulsive power of the shrouded mobile blowers 52 of the upper side part V2 since the ingested boundary layer is very thick in the lower side portion V3.
  • each faired mobile blower 54 of the lower central part V4 has a propulsive power greater than the propellant power of a faired mobile blower 52 of the upper side part V2.
  • the determination of several propellants for the keeled mobile blowers 51, 52, 53, 54 makes it possible to compensate for the differences in thickness of the boundary layer F1.
  • the peripheral thrust is substantially homogeneous while the propulsive powers of the faired mobile blowers 51, 52, 53, 54 are different.
  • this makes it possible to reduce the drag, to standardize the flow downstream (uniformity of the speed gradient) and to reduce the jet noise.
  • FIG. 7 A second embodiment of a rear propulsion system 4 is shown schematically in Figure 7.
  • the description of the first embodiment of Figure 6 will not be repeated.
  • Elements of identical or analogous function have the same numerical references. Only the structural and functional differences of the second embodiment of Figure 7 will be presented in detail.
  • FIG. 7 there is shown a second embodiment of a rear propulsion system 4 comprising an air stream V whose radial dimension is not constant at the periphery so as to take into account the height of guard H.
  • the upper central part V1, each upper side part V2, each lower side part V3 and the lower central part V4 have respectively radial thicknesses R1, R2, R3, R4 which are not equal .
  • the radial thicknesses R1, R2, R3 are greater than the radial thickness R4 of the lower central part V4 of the air stream V in order to reduce the vertical dimension of the rear propulsion system 4.
  • the minimum radial thickness R4 is less than at least 15 % at maximum radial thickness R1.
  • the outer peripheral casing 42 has a substantially flattened lower portion in order to take account of the guard height H.
  • each upper central part V1 and each upper lateral part V2 of the air stream V have radial thicknesses R1, R2 which are equal.
  • Each lower lateral part V3 of the air stream V has a radial thickness R3 which is greater than the radial thickness R4 but less than the radial thickness R1 / R2.
  • each faired mobile blower 51, 52, 53, 54 occupies the entire radial dimension of the part of the air stream V in which it is mounted so as to maximize the thrust.
  • the diameters D1, D2, D3, D4 are substantially equal to the radial thicknesses R1, R2, R3, D4 respectively as illustrated in FIG. 7.
  • the upper central part V1 and each upper lateral part V2 of the air stream V have fairing mobile blowers 51, 52 having the same diameter D1, D2 since the radial thicknesses R1, R2 are equal.
  • the central upper part V1 only comprises a faired mobile fan 51.
  • the propulsive power of the keeled mobile blowers 51, 52, 53, 54 is adapted so as to compensate for the differences in thickness of the boundary layer F1 which is ingested by the rear propulsion system 4.
  • the rear propulsion system 4 makes it possible to respect the guard height H while providing effective propulsive power.
  • the boundary layer is ingested optimally according to its thickness at each angular position.
  • the propellant powers mobile blowers are determined in a reasoned manner to provide effective thrust without penalizing the mass of the rear propulsion system.

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Abstract

Un système propulsif arrière (4) pour aéronef configuré pour ingérer une couche limite dudit aéronef, le système propulsif arrière (4) s'étendant longitudinalement selon un axe X, le système propulsif arrière (4) comportant un carter périphérique intérieur (41), un carter périphérique extérieur (42), une veine d'air (V) délimitée entre le carter périphérique intérieur (41) et le carter périphérique extérieur (42) et une pluralité de soufflantes mobiles carénées (51, 52, 53, 54) montées dans la veine d'air (V), au moins deux soufflantes mobiles carénées (51, 52, 53, 54) possédant des puissances propulsives différentes.

Description

SYSTÈME PROPULSIF ARRIÈRE POUR AÉRONEF
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL ET ART ANTERIEUR
La présente invention concerne un aéronef et plus particulièrement, un système propulsif arrière destiné à être monté à une pointe arrière d’un aéronef afin d’ingérer une couche limite de l’aéronef.
De manière connue un aéronef s’étend longitudinalement selon un axe et comporte des ailes latérales sur lesquelles sont montés des moteurs de propulsion. Afin d’augmenter l'efficacité de propulsion d'un aéronef, il est connu de monter un système propulsif arrière à une pointe arrière d’un aéronef afin d’ingérer un flux d’air de la couche limite de l’aéronef. Pour rappel, la couche limite est formée à la surface du fuselage. Dans une couche limite, la vitesse maximale du flux d’air est égale à 99% de la vitesse libre. Par conséquent, le flux d’air de la couche limite se déplace plus lentement que le flux d’air libre. Ainsi, lorsqu’un système propulsif arrière est configuré pour ingérer le flux d'air de la couche limite, le système propulsif arrière génère un flux d’air avec une vitesse d’échappement plus faible que les moteurs de propulsion placés sous les ailes de l’aéronef et configurés pour absorber le flux d’air libre, ce qui augmente l’efficacité du système propulsif arrière.
De plus, un système propulsif arrière augmente l’encombrement radial de la pointe arrière de l’aéronef, ce qui présente un inconvénient. Comme illustré aux figures 1 et 2, un aéronef 1 comporte un fuselage 10 s’étendant longitudinalement d’arrière en avant selon un axe longitudinal X. Le fuselage 10 comporte, à son extrémité arrière, une pointe arrière 1 1 sur laquelle est monté de manière périphérique un système propulsif arrière 2 configuré pour ingérer la couche limite circulant sur le fuselage 10 d’avant en arrière. De manière connue, le fuselage 10 comporte une dérive supérieure 12 positionnée en avant du système propulsif arrière 2.
De manière connue, en référence aux figures 2 et 3, le système propulsif arrière 2 comporte un carter périphérique intérieur 21 fixé à la pointe arrière 1 1 et un carter périphérique extérieur 22, de manière à délimiter une veine d’air V entre le carter périphérique intérieur 21 et le carter périphérique extérieur 22. Le système propulsif arrière 2 comporte en outre une pluralité de soufflantes mobiles carénées 3 identiques réparties de manière périphérique dans la veine d’air annulaire V afin d’accélérer le flux d’air de la couche limite. En pratique, l’encombrement de la partie inférieure du système propulsif arrière 2 est problématique lors du décollage de l’aéronef 1. En effet, si la partie inférieure s’étend de manière importante en saillie vers le bas, celle-ci serait susceptible d’entrer en contact avec la piste de décollage de l’aéronef 1 lors du décollage. Aussi, en fonction d’un angle de décollage prédéterminé a, il est défini une hauteur de garde H par rapport au sol S au-dessous de laquelle aucune partie de l’aéronef ne doit s’étendre.
Afin de répondre à la contrainte de la hauteur de garde H, une solution immédiate serait de diminuer l’épaisseur radiale de la veine d’air du système propulsif arrière et de prévoir un grand nombre de soufflantes de dimensions réduites. Néanmoins, une telle modification impacte de manière négative l’efficacité propulsive du système propulsif arrière 2 et ne peut pas être retenue.
Par ailleurs, la poussée du système propulsif arrière 2 n’est pas optimale étant donné que l’épaisseur de la couche limite n’est pas constante à la périphérie du fuselage. Il en résulte que les flux d’air accélérés par le système propulsif arrière 2 possèdent des vitesses hétérogènes pénalisant les performances de poussée et augmentant la traînée.
L’invention a donc pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un nouveau système propulsif arrière ayant une efficacité propulsive améliorée tout en respectant la hauteur de garde.
De manière incidente, on connaît par la demande de brevet GB2542184A un système propulsif arrière qui comporte une veine d’air en forme de disque dans laquelle sont montés deux soufflantes mobiles alignées selon un même axe. On connaît également par la demande de brevet EP3144215A1 un système propulsif arrière qui comporte une veine d’air périphérique.
PRESENTATION GENERALE DE L’INVENTION
A cet effet, l’invention concerne un système propulsif arrière pour aéronef configuré pour ingérer une couche limite dudit aéronef, le système propulsif arrière s’étendant longitudinalement selon un axe X, le système propulsif arrière comportant un carter périphérique intérieur, un carter périphérique extérieur, une veine d’air délimitée entre le carter périphérique intérieur et le carter périphérique extérieur et une pluralité de soufflantes mobiles carénées montées dans la veine d’air. L’invention est remarquable en ce qu’au moins deux soufflantes mobiles carénées possèdent des puissances propulsives différentes. De manière avantageuse, la puissance propulsive des soufflantes mobiles carénées est adaptée pour permettre un écoulement homogène en arrière du système propulsif. Lorsque la couche limite est épaisse, la puissance propulsive est augmentée de manière à uniformiser la poussée en sortie du système propulsif. De manière avantageuse, la traînée est réduite, le gradient de vitesse est homogène et le bruit de jet est réduit.
Par élément périphérique, on entend que l’élément définit une surface fermée. Dans cet exemple, la veine périphérique est sensiblement annulaire. Par soufflante mobile carénée, on entend une roue de soufflante montée dans un carter.
De manière préférée, la veine d’air comporte :
une partie centrale supérieure ayant une dimension radiale R1 et comportant au moins une soufflante mobile carénée et
une partie centrale inférieure ayant une dimension radiale R4 et comportant au moins une soufflante mobile carénée dont la puissance propulsive est supérieure à celle de la soufflante mobile carénée de la partie centrale supérieure.
Ainsi, la soufflante mobile de la partie centrale inférieure permet d’accélérer de manière importante la couche limite qui est épaisse. Le terme radial est défini de manière usuelle par rapport à l’axe X, c’est-à-dire, dans le plan transversal à l’axe X.
De préférence, la dimension radiale R4 de la partie centrale inférieure est inférieure à la dimension radiale R1 de la partie centrale supérieure. Ainsi, la partie centrale inférieure permet de respecter la hauteur de garde.
Selon un aspect de l’invention, la partie centrale supérieure de la veine d’air s’étend sur une plage angulaire Q1 comprise entre 30° et 60°. Une telle plage angulaire permet d’agir sur la couche limite induite par la dérive supérieure de l’aéronef.
Selon un autre aspect de l’invention la partie centrale inférieure V4 de la veine d’air V s’étend sur une plage angulaire Q4 comprise entre 120° et 140°. Une telle plage angulaire permet de correspondre à la zone impactée par la hauteur de garde. De manière préférée, la veine d’air comporte :
au moins deux parties latérales supérieures ayant chacune une dimension radiale R2 et comportant au moins une soufflante mobile carénée et
au moins deux parties latérales inférieures ayant chacune une dimension radiale R3 et comportant au moins une soufflante mobile carénée dont la puissance propulsive est supérieure à celle de la soufflante mobile carénée d’une partie latérale supérieure.
Ainsi, la soufflante mobile de chaque partie latérale inférieure permet d’agir sur la partie de la couche limite épaisse induite par l’emplanture des ailes de l’aéronef et dont la vitesse est la plus faible.
Selon un aspect de l’invention, chaque partie latérale supérieure de la veine d’air s’étend sur une plage angulaire Q2 comprise entre 60° et 90°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b2 comprise entre 10° et 30° par rapport à l’axe horizontal. Ainsi, la ou les soufflantes mobiles de chaque partie latérale supérieure permettent d’agir sur la couche limite d’épaisseur moyenne entre les sillages de la dérive supérieure et l’emplanture des ailes latérales.
Selon un autre aspect de l’invention, chaque partie latérale inférieure de la veine d’air s’étend sur une plage angulaire Q3 comprise entre 25° et 50°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b3 comprise entre 20° et 40° par rapport à l’axe horizontal. Ainsi, la ou les soufflantes mobiles de chaque partie latérale inférieure permettent d’agir sur la couche limite épaisse induite par l’emplanture des ailes de l’aéronef.
De manière préférée, la partie centrale inférieure de la veine d’air comporte deux soufflantes mobiles carénées, de préférence, uniquement deux. Ainsi, la poussée demeure symétrique même si l’épaisseur radiale est réduite.
L’invention concerne également un aéronef s’étendant longitudinalement selon un axe X et comportant une pointe arrière sur laquelle circule une couche limite et au moins un système propulsif arrière, tel que présenté précédemment, monté à la périphérie de la pointe arrière et configuré pour ingérer la couche limite dudit aéronef.
Un tel aéronef permet d’exploiter de manière efficace sa couche limite. PRESENTATION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et se référant aux dessins annexés sur lesquels :
la figure 1 est une représentation schématique d’un aéronef avec un système propulsif arrière selon l’art antérieur,
la figure 2 est une représentation schématique en perspective d’un aéronef avec un système propulsif arrière selon l’art antérieur comprenant plusieurs soufflantes mobiles carénées,
la figure 3 est une représentation schématique en coupe transversale du système propulsif arrière de la figure 2,
la figure 4 est une représentation schématique d’un aéronef avec un système propulsif arrière selon l’invention,
la figure 5 est une représentation schématique en coupe transversale de l’écoulement d’air au niveau d’une pointe arrière d’un aéronef vu par le système propulsif arrière, la figure 6 est une représentation schématique en coupe transversale d’un système propulsif arrière selon une première forme de réalisation de l’invention et
la figure 7 est une représentation schématique en coupe transversale d’un système propulsif arrière selon une deuxième forme de réalisation de l’invention.
Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en oeuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
DESCRIPTION D’UN OU PLUSIEURS MODES DE REALISATION ET DE MISE EN OEUVRE
En référence à la figure 4, il est représenté un aéronef 1 comportant un fuselage 10 s’étendant longitudinalement d’arrière en avant selon un axe longitudinal X. Le fuselage 10 comporte, à son extrémité arrière, une pointe arrière 1 1 sur laquelle est monté de manière périphérique un système propulsif arrière 4 selon l’invention. Le système propulsif arrière 4 est configuré pour ingérer une couche limite circulant d’avant en arrière sur le fuselage 10 et, notamment, sur la pointe arrière 1 1. De manière connue, le fuselage 10 comporte une dérive supérieure 12 positionnée en avant du système propulsif arrière 2.
Comme présenté précédemment, l’encombrement de la partie inférieure du système propulsif arrière 4 est problématique lors du décollage de l’aéronef 1 . En effet, si la partie inférieure s’étend de manière importante en saillie vers le bas, celle-ci serait susceptible d’entrer en contact avec la piste de décollage de l’aéronef 1 lors du décollage. Aussi, en fonction d’un angle de décollage prédéterminé a, il est défini une hauteur de garde H par rapport au sol S au-dessous de laquelle aucune partie de l’aéronef ne doit s’étendre.
Comme illustré à la figure 6, le système propulsif arrière 4 comporte un carter périphérique intérieur 41 , un carter périphérique extérieur 42, une veine d’air V délimitée entre le carter périphérique intérieur 41 et le carter périphérique extérieur 42 et une pluralité de soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 montées dans la veine d’air V.
Dans cet exemple, le carter périphérique intérieur 41 possède une section sensiblement circulaire adaptée pour être monté sur la pointe arrière 1 1 de l’aéronef 1 de manière à s’étendre dans la continuité du fuselage 10 afin de capter le flux d’air de la couche limite. De manière préférée, le carter périphérique intérieur 41 est intégré à la pointe arrière 1 1 de l’aéronef 1 .
En référence à la figure 5, il est représenté de manière schématique les flux d’air vus par le système propulsif arrière 4 dans un plan transversal à l’axe X. Une couche limite F1 s’étend à la périphérie de la pointe arrière 1 1 . La couche limite F1 est entourée par un flux d’air libre F2 de vitesse supérieure. Etant donné que l’aéronef 1 possède un axe de symétrie vertical, les flux d’air vus par le système propulsif arrière 4 possèdent également un axe de symétrie vertical.
Toujours en référence à la figure 5, plusieurs zones distinctes sont définies à la périphérie du carter périphérique intérieur 41 autour de la pointe arrière 1 1 :
une zone centrale supérieure Z1 dans laquelle la couche limite F1 possède une épaisseur réduite et est étirée verticalement vers le haut du fait de la présence de la dérive supérieure 12 en avant du système propulsif arrière 4,
deux zone latérales supérieures Z2 dans chacune desquelles la couche limite F1 possède une épaisseur moyenne,
deux zone latérales inférieures Z3 dans chacune desquelles la couche limite F1 possède une épaisseur importante du fait du ralentissement de l’écoulement sur la surface inférieure du fuselage dû à l’inclinaison de la surface inférieure du fuselage vers le haut (voir figure 4) et
une zone centrale inférieure Z4 dans laquelle la couche limite F1 possède une épaisseur importante du fait du ralentissement de l’écoulement sur la surface inférieure du fuselage dû à l’inclinaison de la surface inférieure du fuselage vers le haut (voir figure 4). Comme cela sera présenté par la suite en référence à la figure 7, selon une forme de réalisation de l’invention, l’épaisseur de la couche limite F1 ingérée par la zone centrale inférieure Z4 est fortement réduite étant donné la veine d’air peut comporter une partie centrale inférieure ayant une très faible épaisseur radiale pour tenir compte de la hauteur de garde H.
Afin de tenir compte des différences d’épaisseur de la couche limite F1 dans la veine d’air V dans le système propulsif arrière 4, il est proposé de définir plusieurs pluralités de soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 montées dans la veine d’air V dont les puissances propulsives sont différentes afin de s’adapter aux différences d’épaisseur de la couche limite F1 . Autrement dit, plus l’épaisseur de la couche limite ingérée F1 est élevée, plus la puissance propulsive est importante. Ainsi, en sortie du système propulsif arrière 4, le flux d’air accéléré possède sensiblement une vitesse constante, ce qui limite la traînée, homogénéise le gradient de vitesse et réduit le bruit de jet.
En référence de nouveau à la figure 6, la veine d’air V est périphérique et comporte une partie centrale supérieure V1 , deux parties latérales supérieures V2, deux parties latérales inférieures V3 et une partie centrale inférieure V4. La veine d’air V possède une dimension radiale définie dans le plan transversal, c’est-à-dire, une épaisseur. Dans cette première forme de réalisation, cette dimension radiale est constante à la périphérie. En référence à la figure 6, la partie centrale supérieure V1 de la veine d’air V s’étend sur une plage angulaire Q1 comprise entre 30° et 60° et la partie centrale inférieure V4 de la veine d’air V s’étend sur une plage angulaire Q4 comprise entre 120° et 140°. La partie centrale supérieure V1 et la partie centrale inférieure V4 sont centrées sur des axes directionnels verticaux.
Chaque partie latérale supérieure V2 de la veine d’air V s’étend sur une plage angulaire Q2 comprise entre 60° et 90°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b2 comprise entre 10° et 30° par rapport à l’axe horizontal.
De manière analogue, chaque partie latérale inférieure V3 de la veine d’air V s’étend sur une plage angulaire Q3 comprise entre 25° et 50°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b3 comprise entre 20° et 40° par rapport à l’axe horizontal.
La partie centrale supérieure V1 , chaque partie latérale supérieure V2, chaque partie latérale inférieure V3 et la partie centrale inférieure V4 possèdent respectivement des épaisseurs radiales R1 , R2, R3, R4 qui sont égales. Néanmoins, il va de soi que cela pourrait être différent comme cela sera présenté par la suite.
Selon l’invention, le système propulsif arrière 4 comporte une pluralité de soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 montées dans la veine d’air V. Une soufflante mobile carénée comporte de manière connue une roue comportant des aubes qui est montée mobile en rotation autour d’un axe parallèle à l’axe X et logée dans un carter, de préférence, cylindrique. Une telle soufflante mobile carénée permet de guider un flux d’air et de l’accélérer. De manière préférée, les carters des soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 sont reliés ensemble.
De manière préférée, le système propulsif arrière 4 possède une symétrie d’axe vertical de manière à fournir une poussée équilibrée. Les soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 sont adjacentes deux à deux de manière à maximiser l’accélération du flux d’air de la couche limite. L’ensemble du flux d’air ingéré est accéléré par les soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54. Les soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 forment une surface d’ingestion périphérique dans la veine d’air V.
Dans cette première forme de réalisation, en référence à la figure 6, la partie centrale supérieure V1 comporte deux soufflantes mobiles carénées 51 ayant un diamètre D1 , chaque partie latérale supérieure V2 comporte deux soufflantes mobiles carénées 52 ayant un diamètre D2, chaque partie latérale inférieure V3 comporte une soufflante mobile carénée 53 ayant un diamètre D3 et la partie centrale inférieure V4 comporte deux soufflantes mobiles carénées 54 ayant un diamètre D4. Dans cette première forme de réalisation, les soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 ont des diamètres D1 , D2, D3, D4 identiques.
De manière préférée, chaque soufflante mobile carénée 51 , 52, 53, 54 occupe toute la dimension radiale de la partie de la veine d’air V dans laquelle elle est monté de manière à maximiser la poussée. Autrement dit, les diamètres D1 , D2, D3, D4 sont sensiblement égaux aux épaisseurs radiales R1 , R2, R3, R4 respectivement comme illustré à la figure 6.
De manière avantageuse, la puissance propulsive de chaque soufflante mobile carénée 51 , 52, 53, 54 peut être adaptée afin d’accélérer plus ou moins la couche limite ingérée. La puissance propulsive peut être adaptée de différentes manières, par exemple, en adaptant la vitesse de rotation de la soufflante, en modifiant l’inclinaison des aubes de la soufflante, etc. Dans cette forme de réalisation, les soufflantes mobiles carénées 54 de la partie centrale inférieure V4 possèdent une puissance propulsive supérieure à la puissance propulsive des soufflantes mobiles carénées 51 de la partie centrale supérieure V1 étant donné que la couche limite ingérée est très épaisse en partie centrale inférieure V4.
De même, la soufflante mobile carénée 53 de la partie latérale inférieure V3 possède une puissance propulsive supérieure à la puissance propulsive des soufflantes mobiles carénées 52 de la partie latérale supérieure V2 étant donné que la couche limite ingérée est très épaisse en partie latérale inférieure V3.
Dans cet exemple, chaque soufflante mobile carénée 54 de la partie centrale inférieure V4 possède une puissance propulsive supérieure à la puissance propulsive d’une soufflante mobile carénée 52 de la partie latérale supérieure V2.
Grâce à l’invention, la détermination de plusieurs puissances propulsives pour les soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 permet de compenser les différences d’épaisseur de la couche limite F1 . De manière avantageuse, en arrière du système propulsif arrière 4, la poussée périphérique est sensiblement homogène alors que les puissances propulsives des soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 sont différentes. De manière avantageuse, cela permet de réduire la traînée, d’uniformiser l’écoulement en aval (uniformisation du gradient de vitesse) et de réduire le bruit de jet.
Une deuxième forme de réalisation d’un système propulsif arrière 4 est représentée de manière schématique à la figure 7. Par souci de clarté et de concision, la description de la première forme de réalisation de la figure 6 ne sera pas reprise. Les éléments de fonction identique ou analogue possèdent les mêmes références numériques. Seules les différences structurelles et fonctionnelles de la deuxième forme de réalisation de la figure 7 vont être présentées de manière détaillée.
En référence à la figure 7, il est représenté une deuxième forme de réalisation d’un système propulsif arrière 4 comprenant une veine d’air V dont la dimension radiale n’est pas constante à la périphérie de manière à tenir compte de la hauteur de garde H. En référence à la figure 7, la partie centrale supérieure V1 , chaque partie latérale supérieure V2, chaque partie latérale inférieure V3 et la partie centrale inférieure V4 possèdent respectivement des épaisseurs radiales R1 , R2, R3, R4 qui ne sont pas égales. Dans cet exemple, les épaisseurs radiales R1 , R2, R3 sont supérieures à l’épaisseur radiale R4 de la partie centrale inférieure V4 de la veine d’air V afin de réduire la dimension verticale du système propulsif arrière 4. De manière préférée, l’épaisseur radiale minimale R4 est inférieure d’au moins 15% à l’épaisseur radiale maximale R1 . Autrement dit, comme illustré à la figure 7, le carter périphérique extérieur 42 possède une portion inférieure sensiblement aplatie afin de tenir compte de la hauteur de garde H.
Dans cet exemple, la partie centrale supérieure V1 et chaque partie latérale supérieure V2 de la veine d’air V possèdent des épaisseurs radiales R1 , R2 qui sont égales. Chaque partie latérale inférieure V3 de la veine d’air V possède une épaisseur radiale R3 qui est supérieure à l’épaisseur radiale R4 mais inférieure à l’épaisseur radiale R1/R2.
De manière préférée, chaque soufflante mobile carénée 51 , 52, 53, 54 occupe toute la dimension radiale de la partie de la veine d’air V dans laquelle elle est montée de manière à maximiser la poussée. Autrement dit, les diamètres D1 , D2, D3, D4 sont sensiblement égaux aux épaisseurs radiales R1 , R2, R3, D4 respectivement comme illustré à la figure 7.
Dans cet exemple, la partie centrale supérieure V1 et chaque partie latérale supérieure V2 de la veine d’air V possèdent des soufflantes mobiles carénées 51 , 52 ayant un même diamètre D1 , D2 étant donné que les épaisseurs radiales R1 , R2 sont égales. Dans cette forme de réalisation, la partie supérieure centrale V1 comporte uniquement une soufflante mobile carénée 51 .
De manière analogue à précédemment, la puissance propulsive des soufflantes mobiles carénées 51 , 52, 53, 54 est adaptée de manière à compenser les différences d’épaisseur de couche limite F1 qui est ingérée par le système propulsif arrière 4.
Dans cette forme de réalisation de la figure 7, étant donné que la partie centrale inférieure V4 possède une épaisseur réduite et des soufflantes mobiles carénées 54 de faible diamètre, la puissance propulsive doit être augmentée de manière plus importante. Il en va de même des soufflantes mobiles carénées 53 des parties latérales inférieures V3 dont l’épaisseur est également réduite.
Grâce à l’invention, le système propulsif arrière 4 permet de respecter la hauteur de garde H tout en fournissant une puissance propulsive efficace. La couche limite est ingérée de manière optimale en fonction de son épaisseur à chaque position angulaire. Les puissances propulsives des soufflantes mobiles sont déterminées de manière raisonnée pour fournir une poussée efficace sans pénaliser la masse du système propulsif arrière.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif arrière (4) pour aéronef (1 ) configuré pour ingérer une couche limite (F1 ) dudit aéronef (1 ), le système propulsif arrière (4) s’étendant longitudinalement selon un axe X, le système propulsif arrière (4) comportant un carter périphérique intérieur (41 ), un carter périphérique extérieur (42), une veine d’air périphérique (V) délimitée entre le carter périphérique intérieur (41 ) et le carter périphérique extérieur (42) et une pluralité de soufflantes mobiles carénées (51 , 52, 53, 54) montées dans la veine d’air (V), la veine d’air périphérique (V) comportant une partie centrale supérieure (V1 ), deux parties latérales supérieures (V2), deux parties latérales inférieures (V3) et une partie centrale inférieure (V4), système propulsif arrière (4) caractérisé par le fait qu’au moins deux soufflantes mobiles carénées (51 , 52, 53, 54) possèdent des puissances propulsives différentes.
2. Système propulsif arrière (4) selon la revendication 1 , dans lequel la veine d’air (V) comporte :
une partie centrale supérieure (V1 ) ayant une dimension radiale R1 et comportant au moins une soufflante mobile carénée (51 ) et
une partie centrale inférieure (V4) ayant une dimension radiale R4 et comportant au moins une soufflante mobile carénée (54) dont la puissance propulsive est supérieure à celle de la soufflante mobile carénée (51 ) de la partie centrale supérieure (V1 ).
3. Système propulsif arrière (4) selon la revendication 2, dans lequel la dimension radiale R4 de la partie centrale inférieure (V4) est inférieure à la dimension radiale R1 de la partie centrale supérieure (V1 ).
4. Système propulsif arrière (4) selon l’une des revendications 2 à 3, dans lequel la partie centrale supérieure (V1 ) de la veine d’air (V) s’étend sur une plage angulaire Q1 comprise entre 30° et 60°.
5. Système propulsif arrière (4) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel, la veine d’air (V) comporte :
au moins deux parties latérales supérieures (V2) ayant chacune une dimension radiale R2 et comportant au moins une soufflante mobile carénée (52) et au moins deux parties latérales inférieures (V3) ayant chacune une dimension radiale R3 et comportant au moins une soufflante mobile carénée (53) dont la puissance propulsive est supérieure à celle de la soufflante mobile carénée (52) d’une partie latérale supérieure (V2).
6. Système propulsif arrière (4) selon la revendication 5, dans lequel chaque partie latérale supérieure (V2) de la veine d’air (V) s’étend sur une plage angulaire Q2 comprise entre 60° et 90°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b2 comprise entre 10° et 30° par rapport à l’axe horizontal.
7. Système propulsif arrière (4) selon l’une des revendications 5 et 6, dans lequel chaque partie latérale inférieure (V3) de la veine d’air (V) s’étend sur une plage angulaire Q3 comprise entre 25° et 50°, de préférence, centrée sur un axe directionnel incliné d’un angle b3 comprise entre 20° et 40° par rapport à l’axe horizontal.
8. Système propulsif arrière (4) selon l’une des revendications 2 à 7, dans lequel la partie centrale inférieure (V4) de la veine d’air (V) comporte deux soufflantes mobiles carénées (54), de préférence, uniquement deux.
9. Aéronef (1 ) s’étendant longitudinalement selon un axe X et comportant une pointe arrière (1 1 ) sur laquelle circule une couche limite (F1 ) et au moins un système propulsif arrière (4), selon l’une des revendications 1 à 8, monté à la périphérie de la pointe arrière (1 1 ) et configuré pour ingérer la couche limite dudit aéronef (1 ).
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