WO2021074514A1 - Système propulsif pour un aéronef - Google Patents

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WO2021074514A1
WO2021074514A1 PCT/FR2020/051798 FR2020051798W WO2021074514A1 WO 2021074514 A1 WO2021074514 A1 WO 2021074514A1 FR 2020051798 W FR2020051798 W FR 2020051798W WO 2021074514 A1 WO2021074514 A1 WO 2021074514A1
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wall
propulsion system
heating
heating elements
section
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Application number
PCT/FR2020/051798
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Jean-Louis Robert Guy Besse
Ye-Bonne Karina Maldonado
Original Assignee
Safran
Safran Helicopter Engines
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of propulsion systems for aircraft. It relates in particular to a propulsion system capable of providing a lateral thrust component.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising such a propulsion system.
  • the technical background includes in particular the documents DE 102013226496 A1, EP 1612416 A1, WO 2008/045081 A1, WO2007 / 093760A and EP 2730773 A2.
  • a propulsion system for an aircraft comprises at least one rotor or a propeller comprising a plurality of blades mounted on a rotating shaft.
  • ADAV Vertical Take-Off and Landing Aircraft
  • propulsion systems with simple rotors when they have only one rotor. or contra-rotating when they include rotors grouped in pairs rotating in opposite directions.
  • propulsion systems are either with shrouded rotors (the rotor is then surrounded by an annular nacelle fairing), or with free rotors, the propulsion systems and in particular the rotors (free or faired) being able to be mounted on a pivot shaft allowing the '' orientation of the propulsion systems and therefore of the rotors between a vertical position and a horizontal position, for example the vertical orientation for a vertical take-off or landing and the horizontal orientation for forward flight or airplane mode .
  • Faired rotors have several interesting advantages, such as: a significant reduction in the sound signature of the rotor in direct emission; protection of the rotor blades from surrounding obstacles; an improvement in the performance of the rotor, in particular in hovering flight of the aircraft or at low forward speed.
  • VTOL aircraft with shrouded rotors especially in hovering flight, do not have the same maneuverability as conventional helicopters.
  • altitude and positioning corrections can be made, in the reference trihedron in aeronautical standards X, Y, Z, by: corrections around the roll axis X (axis of rotation of the helicopter around its longitudinal axis) by an action to the left or to the right on the cyclic pitch (acting on the orientation of the thrust of the rotor, here in a plane perpendicular to the X axis); corrections around the Y pitch axis (axis of the helicopter around its transverse axis) by a forward action (nose down) or backward (nose up) on the cyclic pitch (acting on the orientation of the thrust of the rotor, here in a plane perpendicular to the Y axis); corrections around the yaw axis Z (axis of rotation in a horizontal plane of the helicopter around its vertical axis) by action on the rudder bar (acting on the thrust of the anti-torque rotor of the helicopter); corrections in longitudinal translation along the
  • the positioning corrections or the corrections making it possible to counter gusts of wind in hovering flight, are generally complex and make the flight uncomfortable for the passengers of the aircraft.
  • a gas turbine engine comprising a two-dimensional nozzle comprising a flexible panel capable of changing position, under the action of a jack, so as to regulate the exhaust of the engine.
  • Gas turbine engines have also been proposed comprising nozzles with variable geometries, so as to vary an outlet surface of the nozzle.
  • An aim of the present invention is to propose a solution making it possible to improve the maneuverability of VTOL type aircraft, while reducing the impacts of mass and of aerodynamic losses associated with the flight controls.
  • the invention proposes to improve the maneuverability of VTOL type aircraft by providing a propulsion system capable of providing a thrust component laterally to the axis of the rotors.
  • the invention relates to a propulsion system for an aircraft, in particular of the vertical take-off and landing (ADAV) type, comprising at least one rotor and a nacelle fairing extending around said at least one relative rotor. to an axis of rotation of said rotor, this nacelle fairing comprising an upstream section forming an inlet section of the nacelle fairing and a downstream section, a downstream end of which forms an outlet section of the nacelle fairing; and characterized in that the downstream section comprises a radially inner wall and a radially outer wall, at least part of one of said walls being made of a thermo-deformable shape memory material, and in that said wall is provided of a plurality of heating elements, the heating elements extending in different consecutive angular sectors about said axis of rotation, each heating element being operable independently of the other heating elements and being configured to deform said wall in a direction which is radial to the axis of rotation and which is angularly centered with respect to
  • the propulsion system according to the invention can be with a single rotor or with counter-rotating rotors, installed in a fixed or pivoting nacelle, with a through or offset pivot axis.
  • the fairing is formed at its air outlet of a thermo-deformable shape memory material and a plurality of heating elements configured to automatically vary the shape of the nacelle and from there, the orientation of the air flow at the outlet thereof, in order to maneuver the aircraft on which said nacelle is installed.
  • the heating elements allow the geometry of the radially outer wall or of the radially inner wall to be modified continuously as a function of the current passing through them (ie of the predetermined voltage control) and acting on the local retraction of the material to shape memory.
  • the profile of the fairing advantageously has a semi-rigid downstream part of which the dimensions and shape of the outlet section at the trailing edge can vary, so that the outlet section at the trailing edge can be oriented laterally under the effect of a controlled device, to form a current tube producing a thrust with a lateral component, called vector or oriented thrust.
  • the propulsion system according to the invention thus makes it possible to improve the maneuverability of the aircraft in which it is installed, in particular during maneuvers at low forward speed, such as take-offs and landings, while minimizing the noise pollution caused by the rotor of the propulsion system and ensuring the safety of this rotor by the presence of the nacelle fairing.
  • the shape of the fairing is continuously adapted as a function of the deviation of the thrust commanded to obtain precise positioning of the aircraft.
  • the profile of the fairing can therefore be oriented laterally as a function of the mechanical flight constraints sought in VTOL mode, so as to produce a thrust component perpendicular to the rotor axis.
  • the heating element system is simple, compact, and has low impacts in terms of mass compared to the solutions proposed in the prior art. During phases of flight in airplane mode, the heating element system, which is useful during phases at low forward speed, can be deactivated.
  • Each heating element may have the general shape of an annular portion.
  • the heating elements can extend in different consecutive angular sectors around said axis of rotation so that the set of heating elements has a generally annular shape.
  • the independent actuation of each heating element according to the invention makes it possible, under the effect of the predetermined voltage commands each associated with a heating element, to deform the output section so as to generate an asymmetrical thrust, that is to say - say having a component lateral to the axis of the rotors.
  • the invention thus makes it possible to switch reversibly from a circular outlet section generating a symmetrical or axial thrust (without lateral component) to an asymmetric outlet section generating an asymmetrical thrust (with a lateral component.
  • an asymmetrical output section is an output section devoid of symmetry of revolution about the axis of rotation of the rotor, for example an oval-shaped output section.
  • At least part of the radially outer wall is made of a thermo-deformable shape memory material, and more precisely thermo-retractile.
  • At least part of the radially inner wall is made of a thermo-deformable shape memory material, and more precisely thermo-extensible.
  • At least part of the radially outer wall is made of a thermo-deformable shape memory material, and more precisely thermo-retractile, and at least part of the radially inner wall. is made of a thermo-deformable shape memory material, and more precisely thermo-extensible.
  • the plurality of heating elements includes heating coatings. According to another embodiment, the plurality of heating elements comprises heating resistors.
  • the wall made of a thermo-deformable shape memory material comprises at least one heating circuit configured to act on the heating elements.
  • the wall made of a thermo-deformable shape memory material comprises a plurality of heating circuits, each heating circuit being configured to act on at least one of the heating elements. This advantageously makes it possible to obtain a gradual heating of the heating elements, and thus a gradual deformation of the radially inner and radially outer walls of the downstream section.
  • the heating circuits can operate independently of each other.
  • Each of the radially inner and radially outer walls can be provided with a plurality of heating elements, heated by heating circuits.
  • the operation of the heating circuit or circuits associated with the radially inner wall may be independent of the heating circuit or circuits associated with the radially outer wall.
  • the propulsion system further comprises stiffening bridges connecting the radially inner and radially outer walls of the downstream section and making it possible to ensure a substantially constant distance between the radially inner and radially outer walls of the downstream section.
  • the nacelle fairing may include an upstream section forming an inlet section of the nacelle fairing and an intermediate section connecting the upstream and downstream sections.
  • the intermediate section is rigid and is connected by at least one mast to a motor of the propulsion system. This provides the nacelle fairing of the propulsion system with a rigid structure capable of providing a shielding function.
  • the present invention also relates to an aircraft characterized in that it comprises at least one propulsion system having at least any one of the aforementioned characteristics, the propulsion system being mounted to pivot on the aircraft by means of a pivot shaft. offset or through with respect to the rotor.
  • FIG. IA is a schematic perspective view of a first embodiment of a propulsion system shown with a nacelle mounted on an offset pivot axis, the propulsion system being in a horizontal position;
  • Figure IB is a view similar to Figure IA, illustrating the propulsion system in a vertical position
  • FIG. IC is a schematic perspective view of a second exemplary embodiment of a propulsion system shown with a nacelle mounted on a through pivot axis, the propulsion system being in a horizontal position;
  • Figure 2 is a schematic longitudinal sectional view of the propulsion system according to the invention with its downstream nacelle fairing section in axial thrust mode;
  • FIGS. 3 and 4 are views similar to FIG. 2 of the propulsion system according to the invention with its downstream section of the nacelle fairing in asymmetric thrust mode;
  • FIG. 5 is a rear schematic view of an exemplary embodiment of the heating elements according to the invention, in axial thrust mode;
  • FIG. 6 and 7 are rear schematic views of an embodiment of the heating elements according to the invention, in asymmetric thrust mode.
  • the elements having the same functions in the different implementations have the same references in the figures.
  • a propulsion system generally consists of: a nacelle; an engine and its command and control system; and, in the case of propeller or rotor propulsion, its propeller or rotor (s).
  • the nacelle is the element that makes it possible to integrate the engine into the aircraft, it is made up of: nacelle fairings (making it possible to roll over the engine, to fair the rotors, to capture the flowing air in operation of the aircraft, to create a thrust effect, reverse the thrust on the propulsion systems, ...); equipment to be mounted on the engine (such as the engine casing grouping together the electrical, hydraulic and pneumatic networks known by the acronym EBU for “Engine Build-Up”); and systems for attaching to the aircraft.
  • Figures IA and IB illustrate, in a simplified manner, a first embodiment of a propulsion system 1 for an aircraft according to the invention.
  • the propulsion system 1 here comprises at least one rotor 2 and a nacelle fairing 3 extending around said at least one rotor 2 with respect to an axis of rotation X of the rotor 2.
  • the fairing 3 advantageously acts, by its shape and its materials, acoustic screen.
  • the propulsion system 1 can be fixedly mounted on the aircraft.
  • the propulsion system 1 can also be mounted on a pivot shaft 4, offset relative to the axis of rotation X of the rotor 2.
  • the pivot shaft 4 is fixed by any means to the propulsion system 1, on the one hand, and to the aircraft, on the other hand, and allows the orientation of the propulsion system 1 on the aircraft, allowing the tilting of the propulsion system 1 around the pivot shaft 4, according to the arrow Fl, by means of 'known actuators, between a horizontal position as illustrated in Figure IA, and a vertical position as illustrated in Figure IB.
  • This switching makes it possible to switch the aircraft from a conventional mode as for an airplane, to a VTOL or helicopter mode.
  • the rotor 2 of the propulsion system 1 is connected to the aircraft by a mast 5 supporting a motor 6, for example electric, driving the rotor 2 in rotation by means of a power shaft, in a manner known per se.
  • each rotor 2 comprises two blades 7.
  • FIG. 1C illustrates a second embodiment of a propulsion system 1 ′ for an aircraft according to the invention in which the propulsion system 1 ′ can be mounted on a pivot shaft 4 ′, passing through the rotor 2 in a perpendicular manner with respect to the axis of rotation X of the rotor 2.
  • the rotor 2 of the propulsion system 1 ' is connected to the aircraft by a mast 5 supporting a motor 6, for example electric, driving the rotor 2 in rotation by means of a power shaft, in a manner known per se.
  • the mast 5 of the rotor 2 coincides with the pivot shaft 4 '.
  • the nacelle fairing 3 of the propulsion system 1, comprises: an upstream section 10; - a downstream section 20; and an intermediate section 30 connecting said upstream 10 and downstream 20 sections.
  • the upstream section 10 forms an inlet section (or otherwise called a leading edge) BA or air inlet of the nacelle fairing 3.
  • the upstream section 10 is made of a material that can withstand temperatures making it suitable for providing an anti-icing function when it is supplied with hot air.
  • the intermediate section 30 is rigid. It is for example made of an aluminum alloy, of titanium charged with 6% aluminum and 4% vanadium (TA6V), or of a carbon fiber composite with an organic matrix.
  • the intermediate section 30 is advantageously connected to the engine 6 of the propulsion system 1, by at least one mast 5, and, preferably, by two masts 5 so as to mechanically secure the nacelle fairing 3 to the engine 6 of the propulsion system 1,.
  • the intermediate section 30 thus confers, by its material and its configuration, a shielding function on the propulsion system 1, the.
  • a downstream end 21 of the downstream section 20 forms an outlet section (or otherwise called a trailing edge) BF or an air outlet of the nacelle fairing 3.
  • the downstream section 20 comprises a radially inner wall 20a and a radially outer wall 20b.
  • the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 not only provide a structuring function for the downstream section 20 but also an aerodynamic function.
  • the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 are made of a semi-rigid deformable material with shape memory.
  • the material constituting the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 is both rigid to give the downstream section 20 a structural and flexible shape to give the downstream section 20 a possibility of deformation.
  • the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 are made of a material capable of reacting under the effect of actuators as described below.
  • the radially internal wall 20a can be made of an alloy, a composite, or an organic material allowing the wall 20a to work in an elastic range, then that at least part of the radially outer wall 20b may be made of a material with thermo-retractable shape memory.
  • the radially outer wall 20b can be made of an alloy, a composite, or an organic material allowing the wall 20b to work in an elastic range, while at least part of the radially inner wall 20a can be made of thermo-expandable shape memory material.
  • At least part of the radially inner wall 20a may be made of a thermo-extensible shape memory material and at least part of the radially outer wall 20b may be made of a thermo-expandable shape memory material. -retractile.
  • the thermo-deformable shape memory material is only arranged on the radially inner walls 20a and / or radially outer 20b at the level of the actuators.
  • the radially internal 20a or radially external 20b walls can be entirely made of a thermo deformable shape memory material.
  • the radially inner 20a and outer 20b walls can be made of an alloy of nickel and titanium (also known under the name “Kiokalloy”) such as NiTiNol or NiTiCu.
  • the shape memory material constituting the radially inner 20a and outer 20b walls is fail-safe, that is to say that it is such that its rest position, in other words when no actuator acts on the shape memory material with a view to its deformation, corresponds to a natural geometry of storage of said material or of longer duration of use.
  • the shape memory material will resume its natural shape at rest and the nacelle fairing 3 will resume a secure geometry ensuring axial thrust to ensure the proper functioning of the propulsion system 1, of the aircraft.
  • the radially inner 20a and outer 20b walls may also have a thickness that is axially and also azimuthally variable near stiffening bridges 22 so as to locally modify the elasticity of the structure. It is also possible to locally optimize the mechanical characteristics of the shape memory material constituting the radially inner 20a and outer 20b walls as a function of the local properties desired along the downstream section 20.
  • the downstream section 20 is made up of a plurality of sections of different materials.
  • the downstream section 20 being made of a deformable, semi-rigid material guaranteeing it a rigid structural shape so as to avoid its sagging both at rest and under the action of an air flow during operation of the propulsion system 1, the and thus allowing the nacelle fairing 3 to maintain a homogeneous aerodynamic profile of its outlet section BF.
  • the downstream end 21 of the downstream section 20 can be made of an orthotropic material having adequate elastic moduli.
  • stiffening bridges 22 are provided angularly at regular intervals between these walls 20a, 20b.
  • An object of the present invention is to be able to benefit from a fairing 3 of the nacelle of the propulsion system 1, the of which it is possible to vary the output section BF, as well as the shape of the latter, so as to orient the thrust of the propulsion system.
  • downstream section 20 comprises means making it possible to vary the shape of the output section LF.
  • At least one of the radially internal 20a and radially external 20b walls of the downstream section 20 may be made of a material having thermo-deformable characteristics, that is to say capable of being deformed under the effect of the heat.
  • At least part of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 is made of a material exhibiting heat-shrinkable characteristics, that is to say capable of retracting under the effect of heat.
  • the radially outer wall 20b comprises a plurality of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d.
  • Each heating element 23a, 23b, 23c, 23d has the general shape of an annular portion.
  • the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d extend in different consecutive angular sectors around the axis X of rotation so that the set of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d has a generally annular shape.
  • the radially outer wall 20b of the downstream section 20 is therefore divided into annular portions, each annular portion being associated with a heating element in the general shape of an annular portion.
  • Each heating element 23a, 23b, 23c, 23d is configured to provide heat in order to deform, more precisely, to retract, the annular portion of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 on which it extends.
  • the radially outer wall 20b comprises one or a plurality of heating circuits (not shown) configured to act on the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d.
  • each heating element 23a, 23b, 23c, 23d of the radially outer wall 20b comprises a heating circuit which is specific to it, the heating circuits then having operations independent of each other.
  • the radially outer wall 20b of the downstream section 20 is provided with a plurality of heating coatings, or according to a second embodiment, with a plurality of heating resistors.
  • the heating circuit (s) are configured to heat the heating coatings, or the heating resistors.
  • Each heating coating or heating resistor is configured to provide the heat making it possible to deform, and more precisely making it possible to retract, the annular portion of the radially outer wall 20b on which it extends, which is then made of a thermo-retractile material.
  • the radially outer wall 20b is made of a material exhibiting shape memory characteristics so as to enable it to regain its shape and dimensions when the heating element (s) 23a, 23b, 23c, 23d are no longer put in. heated.
  • the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d can be heated by any means known per se, such as for example by resistive electric circuits circulating in the heating coatings.
  • Each heating element 23a, 23b, 23c, 23d is operable independently of the other heating elements and is configured to deform the wall radially external 20b in a direction which is radial with respect to the axis X of rotation and which is angularly centered with respect to the angular sector over which it extends, under the effect of a predetermined tension control.
  • each heating element 23a, 23b, 23c, 23d is configured to deform the annular portion of the downstream section 20 with which it is associated.
  • Each heating element 23a, 23b, 23c, 23d connected to an automatic device (not shown) making it possible to send the heating current to the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d by applying a voltage control adapted according to the configuration desired for the nacelle fairing 3 to obtain the desired lateral thrust component.
  • the automatic device supplies current or not to the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d independently of the other heating elements.
  • the propulsion system 1 comprises four heating elements 23a, 23b, 23c, 23d in the form of a quarter ring: a first heating element 23a extending over a first part ( the upper part in the figures) of the radially outer wall 20b of the downstream section 20, a second heating element 23b extending over a second part (the part on the right in the figures) of the radially outer wall 20b of the downstream section 20, a third heating element 23c extending over a third part (the lower part in the figures) of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 and a fourth heating element 23d extending over a fourth part (the left part in the figures ) of the radially outer wall 20b of the downstream section 20.
  • the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d are arranged so as to form a ring.
  • the heating elements are shown in the upper part (top), the lower part (bottom), and the side parts (left and right) of the downstream section, but can of course be integrated in different angular sectors, these angular sectors depending on the orientation of the propulsion system when it is installed on the aircraft.
  • the invention is in no way limited to this exemplary embodiment, and the propulsion system 1 may include two, three or more than four heating elements.
  • FIG. 2 represents a propulsion system 1, according to the invention, the nacelle fairing 3 of which is shown in the neutral position, that is to say pure axial thrust.
  • Figure 5 shows the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d in this neutral position. None of the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d is activated, and therefore receives current. The local deformation of all the heating elements is therefore zero. All of the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d form a ring.
  • FIG. 3 represents a propulsion system 1, according to the invention, the nacelle fairing 3 of which is shown in a position where the flow is deflected upwards.
  • FIG. 6 shows the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d in this position of asymmetric downward thrust.
  • a command to create a lateral downward movement of the nacelle requires deforming the outlet section of the nacelle upwards, so as to create a force directed from the top down.
  • the heating element 23a is activated to retract it.
  • a voltage setpoint is calculated as a function of the input of the flight control, then is sent to the heating element 23a, via the heating circuit.
  • the radially outer wall 20b located at the level of this heating element retracts, which causes the local stretching of the radially inner wall 20a.
  • the length of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 locally decreases with respect to its length at rest, which causes bending. local of the radially inner wall 20a of the downstream section 20 according to the arrow F2 in Figures 3 and 6.
  • the heating element 23a deforms the radially outer wall 20b in a radial direction (arrow F2 in Figure 6) relative to the axis X of rotation and angularly centered with respect to the angular sector a over which it extends, that is to say vertically and upwards in FIG. 6.
  • the heating element 23a is therefore subjected to a control voltage , while the heating elements 23b, 23c, 23d are not powered. In other words, the heating elements 23b, 23c, 23d are in the rest position.
  • the actuation of the heating element 23a results in a local deformation, that is to say a radial and local expansion E of the outlet section BF.
  • the outlet section of the fairing is therefore asymmetrical, and its shape results from mechanical characteristics of the structure subjected to the heat of the heating element 23a.
  • the heating element 23a When the heating element 23a is activated, there is a radial and local expansion E of the outlet section BF of the fairing 3, that is to say, a local deflection of the structure on the side of the l is observed.
  • heating element 23a activated.
  • the radial dimension (in the direction of arrow F2) of all the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d (the heating element 23a being activated and the heating elements 23b, 23c, 23d being at rest) is equal to the sum of the radial dimension D23 of the set of heating elements at rest and of the expansion E.
  • the set of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d forms a ring, part of which (here the upper part) is distorted.
  • FIG. 4 represents a propulsion system 1, according to the invention, the nacelle fairing 3 of which is shown in a position where the flow is deflected downwards.
  • FIG. 7 shows the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d in this position of asymmetric upward thrust.
  • a command to create a lateral upward movement of the nacelle requires deforming the outlet section of the nacelle downward, so as to create a force directed from the bottom to the top.
  • the heating element 23c is activated to retract it.
  • a voltage setpoint is calculated as a function of the input of the flight control, then is sent to the heating element 23c, via the heating circuit.
  • the radially outer wall 20b located at the level of this heating element retracts, which causes the local stretching of the radially inner wall 20a.
  • the length of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 locally decreases with respect to its length at rest, which causes bending. local of the radially inner wall 20a of the downstream section 20 according to the arrow F3 in Figures 4 and 7.
  • the heating element 23c deforms the radially outer wall 20b in a radial direction (arrow F3 in Figure 7) relative to the axis X of rotation and angularly centered with respect to the angular sector b over which it extends, that is to say vertically and downward in FIG. 7.
  • the heating element 23c is therefore subjected to a control voltage , while the heating elements 23a, 23b, 23d are not powered. In other words, the heating elements 23a, 23b, 23d are in the rest position.
  • the actuation of the heating element 23c results in a local deformation, that is to say a radial and local expansion E of the outlet section BF.
  • the outlet section of the fairing is therefore asymmetrical, and its shape results from the mechanical characteristics of the structure subjected to the heat of the heating element 23c.
  • the heating element 23c When the heating element 23c is activated, there is a radial and local expansion E of the outlet section BF of the fairing 3, that is to say, a local deflection of the structure on the side of the l is observed.
  • heating element 23c activated.
  • the radial dimension (in the direction of arrow F3) of all the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d (the heating element 23c being activated and the heating elements 23a, 23b, 23d being at rest) is equal to the sum of the radial dimension D23 of the set of heating elements at rest and of the expansion E.
  • the set of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d forms a ring, part of which (here the lower part) is distorted.
  • a command to create a lateral movement of the nacelle to the right requires deforming the exit section of the nacelle to the left, so as to create a force directed from the left to the right (and deflect the flow to the left).
  • the heating element 23d is activated to retract it.
  • a voltage setpoint is calculated as a function of the input of the flight control, then is sent to the heating element 23d, via the heating circuit.
  • the radially outer wall 20b located at the level of this heating element retracts, which causes the local stretching of the radially inner wall 20a.
  • the length of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 locally decreases with respect to its length at rest, which causes bending. local of the radially inner wall 20a of the downstream section 20.
  • the heating element 23d deforms the radially outer wall 20b in a radial direction with respect to the axis X of rotation and angularly centered with respect to the angular sector f on which it s' extends.
  • the heating element 23d is therefore subjected to a control voltage, while the heating elements 23a, 23b, 23c are not powered. In other words, the heating elements 23a, 23b, 23c are in the rest position.
  • the radial dimension of all the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d (the heating element 23d being activated and the heating elements 23a, 23b, 23c being at rest) is equal to the sum of the radial dimension D23 of the 'set of heating elements at rest and expansion E.
  • the set of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d forms a ring, part of which (here the left side part) is deformed.
  • a command to create a lateral movement of the nacelle to the left requires deforming the exit section of the nacelle to the right, so as to create a force directed from the right to the left (and deflect the flow to the right).
  • the heating element 23b is activated to retract it.
  • a voltage setpoint is calculated as a function of the input of the flight control, then is sent to the heating element 23b, via the heating circuit.
  • the radially outer wall 20b located at the level of this heating element retracts, which causes the local stretching of the radially inner wall 20a.
  • the length of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 locally decreases with respect to its length at rest, which causes bending. local of the radially inner wall 20a of the downstream section 20.
  • the heating element 23b deforms the radially outer wall 20b in a radial direction with respect to the axis X of rotation and angularly centered with respect to the angular sector Q on which it s' extends.
  • the heating element 23b is therefore subjected to a control voltage, while the heating elements 23a, 23c, 23d are not supplied. In other words, the heating elements 23a, 23c, 23d are in the rest position.
  • the radial dimension of all the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d is equal to the sum of the radial dimension D23 of the 'set of heating elements at rest and expansion E.
  • the set of heating elements 23a, 23b, 23c, 23d forms a ring, one part of which (here the right side part) is deformed.
  • at least part of the radially internal wall 20a of the downstream section 20 is made of a material having heat-extensible characteristics, which can expand under the effect of heat. More precisely, the radially internal wall 20a comprises a plurality of heating elements. Each heating element has the general shape of an annular portion.
  • the heating elements extend in different consecutive angular sectors around the axis X of rotation so that the set of heating elements has a generally annular shape.
  • the radially internal wall 20a of the downstream section 20 is therefore divided into annular portions, each annular portion being associated with a heating element in the general shape of an annular portion.
  • Each heating element is configured to provide heat in order to deform, more precisely, to extend, the annular portion of the radially internal wall 20a of the downstream section 20 on which it extends.
  • the radially internal wall 20a comprises one or a plurality of heating circuits (not shown) configured to act on the heating elements.
  • each heating element of the radially internal wall 20a comprises a heating circuit which is specific to it, the heating circuits then having operations independent of each other. More precisely, according to a first embodiment, the radially internal wall 20a of the downstream section 20 is provided with a plurality of heating coatings, or according to a second embodiment, with a plurality of heating resistors.
  • the heating circuit (s) are configured to heat the heating coatings, or the heating resistors.
  • Each heating coating or heating resistor is configured to provide the heat making it possible to deform, and more precisely making it possible to extend, the annular portion of the radially internal wall 20a on which it extends, which is then made of a heat-extensible material. .
  • the radially internal wall 20a is made of a material having shape memory characteristics so as to allow it to regain its shape and dimensions when the heating element (s) are no longer heated.
  • the heating elements can be heated by any means known per se, such as for example by resistive electrical circuits circulating in the heating coatings.
  • Each heating element is operable independently of the other heating elements and is configured to deform the radially inner wall 20a in a direction which is radial with respect to the X axis of rotation and which is angularly centered with respect to the angular sector on which it s'. expands, under the effect of a predetermined voltage control.
  • each heating element is configured to deform the annular portion of the downstream section 20 with which it is associated.
  • Each heating element is connected to an automatic device (not shown) making it possible to send the heating current to the heating elements by applying a voltage control adapted according to the desired configuration for the nacelle fairing 3 to obtain the thrust component. desired side.
  • the automatic device supplies current or not to the heating elements independently of the other heating elements.
  • the plurality of heating elements has an operation analogous to the operation described for the heating elements of the radially outer wall in relation to Figures 2 to 7.
  • At least part of the radially inner wall 20a of the downstream section 20 is made of a material having heat-extensible characteristics and at least part of the radially outer wall 20b of the downstream section 20 is made of a material with heat-shrinkable characteristics.
  • the intermediate section 30 being rigid, the downstream section 20 is fixed by means of its radially inner 20a and outer 20b walls integral with the intermediate section 30, and the outlet section BF being free, the retraction of the wall radially outer 20b and the deflection of the radially inner wall 20a causes the displacement of the outlet section BF in a radially outer direction shown by the arrow F2 in Figure 6 and by the arrow F3 in Figure 7 thus causing an increase in a dimension in a radial direction to the X axis (up to a value D23 + E) and a local change in the shape of the output section BF.
  • the radially inner 20a and radially outer 20b walls of the downstream section 20 being made of a material also having shape memory characteristics, it is possible for them to regain their shape and their rest dimension, so that the outlet section BF regains also its minimum radial dimension D23 when the heating elements 23a, 23b, 23c, 23d are no longer active.
  • the progressive increase in the control voltage induced by the automatic device gradually varies the shape of the LF output section.
  • the gradual reduction of the control voltage induced by the automatic device gradually changes the nacelle fairing 3 from a configuration in asymmetrical thrust mode as illustrated in FIGS. 3 and 4 to a configuration in axial thrust mode such as 'illustrated in Figure 2.
  • heating circuits can be envisaged for heating the heating coatings 23a, 23b, 23c, 23d so as to obtain a gradual heating of the heating coating and thus a gradual deformation of the radially outer wall 20b of the downstream section 20.
  • the invention has mainly been described for a propulsion system comprising four heating elements, but the propulsion system can of course include fewer or more heating elements.

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Abstract

L'invention concerne un système propulsif (1, 1') pour un aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), comprenant un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit rotor par rapport à un axe (X) et comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend des parois radialement interne (20a) et externe (20b), dont au moins une partie de l'une desdites parois est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo- déformable, cette paroi étant munie d'éléments chauffants (23a, 23c) s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X), chaque élément chauffant étant actionnable indépendamment et configuré pour déformer cette paroi dans une direction radiale audit axe (X) et centrée angulairement par rapport à son secteur angulaire, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée.

Description

DESCRIPTION
TITRE DE L'INVENTION : SYSTÈME PROPULSIF POUR UN AÉRONEF
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne le domaine des systèmes propulsifs pour aéronef. Elle se rapporte notamment à un système propulsif capable de fournir une composante de poussée latérale.
La présente invention concerne également un aéronef comportant un tel système propulsif.
TECHNIQUE ANTÉRIEURE
L'arrière-plan technique comprend notamment les documents DE 102013226496 Al, EP 1612416 Al, WO 2008/045081 Al, W02007/093760A et EP 2730773 A2.
Un système propulsif pour aéronef comporte au moins un rotor ou une hélice comportant une pluralité de pales montées sur un arbre tournant.
Il existe des aéronefs, et notamment des Aéronefs à Décollage et Atterrissage Verticaux (ADAV ou VTOL acronyme pour « Vertical Take-Off and Landing » en langue anglaise), présentant des systèmes propulsifs à rotors simples lorsqu'ils ne comportent qu'un seul rotor ou contra rotatifs lorsqu'ils comportent des rotors regroupés par paire tournant en sens opposés.
Ces systèmes propulsifs sont soit à rotors carénés (le rotor est alors entouré d'un carénage de nacelle annulaire), soit à rotors libres, les systèmes propulsifs et notamment les rotors (libres ou carénés) pouvant être montés sur un arbre de pivotement permettant l'orientation des systèmes propulsifs et donc des rotors entre une position verticale et une position horizontale, par exemple l'orientation à la verticale pour un décollage ou un atterrissage vertical et l'orientation à l'horizontale pour le vol d'avancement ou mode avion. Les rotors carénés présentent plusieurs avantages intéressants, tels que : une importante diminution de la signature sonore du rotor en émission directe ; une protection des pales du rotor vis-à-vis des obstacles alentours ; une amélioration des performances du rotor, notamment en vol stationnaire de l'aéronef ou à faible vitesse d'avancement.
Cependant, les aéronefs VTOL à rotors carénés, notamment en vol stationnaire, n'ont pas la même manœuvrabilité que les hélicoptères classiques.
Pour des hélicoptères classiques, des corrections d'altitude et de placement peuvent être réalisées, dans le trièdre de référence en normes aéronautiques X, Y, Z, par : des corrections autour de l'axe de roulis X (axe de rotation de l'hélicoptère autour de son axe longitudinal) par une action à gauche ou à droite sur le pas cyclique (agissant sur l'orientation de la poussée du rotor, ici dans un plan perpendiculaire à l'axe X) ; des corrections autour de l'axe de tangage Y (axe de de l'hélicoptère autour de son axe transversal) par une action en avant (à piquer) ou en arrière (à cabrer) sur le pas cyclique (agissant sur l'orientation de la poussée du rotor, ici dans un plan perpendiculaire à l'axe Y) ; des corrections autour de l'axe de lacet Z (axe de rotation dans un plan horizontal de l'hélicoptère autour de son axe vertical) par action sur le palonnier (agissant sur la poussée du rotor anti-couple de l'hélicoptère) ; des corrections en translation longitudinale selon l'axe X du trièdre de référence en normes aéronautiques (axe longitudinal) par une commande du pas cyclique/collectif (agissant sur l'orientation de la poussée du rotor, ici vers l'avant ou vers l'arrière) ; des corrections en translation latérale selon l'axe Y du trièdre de référence en normes aéronautiques (axe transversal) par une commande du pas cyclique/collectif, (agissant sur l'orientation de la poussée du rotor, ici vers la droite ou vers la gauche) ; des corrections en translation verticale selon l'axe Z de référence par une commande du pas collectif vers le haut, vers le bas (agissant sur la poussée du rotor, mise de pas : commande tirée vers le haut).
Bien entendu, des corrections coordonnées du pas collectif et du palonnier, bien connues des pilotes, sont à apporter pour contrer les effets induits de perte de composante de portance et d'effet de couple.
Pour les aéronefs VTOL à rotors carénés, les corrections de positionnement, ou les corrections permettant de contrer des rafales de vent en vol stationnaire, sont généralement complexes et rendent inconfortable le vol pour les passagers de l'aéronef.
Par exemple, dans le cas d'un quadrotors (i.e. un aéronef à quatre rotors), afin d'effectuer une correction dans la direction de l'axe X de référence, il est nécessaire de faire basculer l'aéronef vers l'avant autour de l'axe Y de référence (selon l'axe de tangage), puis d'effectuer une correction de la position atteinte (par exemple pour contrer une rafale de vent) et de revenir rapidement à une position neutre, dite « à plat ». De même, afin d'effectuer une correction dans la direction de l'axe Y de référence, il est nécessaire d'incliner, c'est-à-dire de faire rouler, l'aéronef vers et autour de l'axe X de référence (selon l'axe de roulis), puis d'effectuer une correction de la position atteinte et de revenir rapidement à une position neutre. Avec un tel quadrotors, lors d'un transport de passagers, ces derniers peuvent ressentir des balancements avant/arrière et/ou droite/gauche.
Il a été proposé un moteur de turbine à gaz comprenant une tuyère bidimensionnelle comportant un panneau flexible apte à changer de position, sous l'action d'un vérin, de manière à réguler l'échappement du moteur.
Il a également été proposé des moteurs de turbine à gaz comprenant des tuyères à géométries variables, de sorte à faire varier une surface de sortie de la tuyère.
Ainsi, ces solutions proposées proposent des tuyères dans lesquelles est mise en place la technologie de poussée vectorielle en deux dimensions.
Toutefois, aucune de ces solutions proposées ne propose de mise en place de la technologie de poussée vectorielle en trois dimensions dans des carénages de nacelles de systèmes propulsifs, notamment en mode VTOL à rotors, guidant le flux secondaire issu des dits rotors.
Il existe donc un besoin de fournir une solution simple et efficace aux problèmes évoqués ci-dessus.
Un but de la présente invention est de proposer une solution permettant d'améliorer la manœuvrabilité des aéronefs de type VTOL, tout en diminuant les impacts de masse et de pertes aérodynamiques associés aux commandes de vol.
En particulier, l'invention propose d'améliorer la manœuvrabilité des aéronefs de type VTOL en fournissant un système propulsif capable de fournir une composante de poussée latéralement à l'axe des rotors.
RÉSUMÉ DE L'INVENTION
À cet effet, l'invention concerne un système propulsif pour un aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), comprenant au moins un rotor et un carénage de nacelle s'étendant autour dudit au moins un rotor par rapport à un axe de rotation dudit rotor, ce carénage de nacelle comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval dont une extrémité aval forme une section de sortie du carénage de nacelle ; et caractérisé en ce que le tronçon aval comprend une paroi radialement interne et une paroi radialement externe, au moins une partie de l'une desdites parois étant réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et en ce que ladite paroi est munie d'une pluralité d'éléments chauffants, les éléments chauffants s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe de rotation, chaque élément chauffant étant actionnable indépendamment des autres éléments chauffants et étant configuré pour déformer ladite paroi dans une direction qui est radiale à l'axe de rotation et qui est centrée angulairement par rapport au secteur angulaire sur lequel il s'étend, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée. L'actionnement des éléments chauffants est configuré pour déformer la section de sortie de sorte à générer une poussée dissymétrique. Au sens de l'invention une poussée dissymétrique est une poussée comprenant une composante latérale à l'axe des rotors.
Le système propulsif selon l'invention peut être à rotor simple ou à rotors contra rotatifs, installés dans une nacelle fixe ou pivotante, à axe de pivotement traversant ou déporté.
Selon l'invention, le carénage est constitué à sa sortie d'air d'un matériau à mémoire de forme thermo-déformable et d'une pluralité d'éléments chauffants configurés pour faire varier automatiquement la forme de la nacelle et de là, l'orientation du flux d'air en sortie de celle-ci, afin de manœuvrer l'aéronef sur lequel ladite nacelle est installée. En particulier, les éléments chauffants permettent la modification de la géométrie de la paroi radialement externe ou de la paroi radialement interne de façon continue en fonction du courant les traversant (i.e. de la commande de tension prédéterminée) et agissant sur la rétractation locale du matériau à mémoire de forme. Le profil du carénage a avantageusement une partie avale semi rigide dont les dimensions et la forme de la section de sortie en bord de fuite peuvent varier, de sorte que la section de sortie en bord de fuite peut être orientée latéralement sous l'effet d'un dispositif commandé, pour former un tube de courant produisant une poussée avec une composante latérale, dite poussée vectorielle ou orientée. Le système propulsif selon l'invention permet ainsi d'améliorer la manœuvrabilité de l'aéronef dans lequel il est installé, notamment lors des manœuvres à faible vitesse d'avancement, comme les décollages et les atterrissages, tout en minimisant les nuisances sonores induites par le rotor du système propulsif et en assurant une sécurité de ce rotor par la présence du carénage de nacelle. En effet, la forme du carénage est adaptée de façon continue en fonction de la déviation de la poussée commandée pour obtenir un placement précis de l'aéronef. Le profil du carénage peut donc être orienté latéralement en fonction des contraintes mécaniques du vol recherchées en mode VTOL, de sorte à produire une composante de poussée perpendiculaire à l'axe rotor. Le système d'éléments chauffants est simple, peu encombrant, et a de faibles impacts en termes de masse en comparaison avec les solutions proposées dans l'art antérieur. Lors des phases de vol en mode avion, le système d'éléments chauffants, qui est utile lors des phases à faible vitesse d'avancement, peut être désactivé.
Chaque élément chauffant peut avoir une forme générale de portion annulaire. Les éléments chauffants peuvent s'étendre dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe de rotation de sorte que l'ensemble des éléments chauffants a une forme générale annulaire. Ainsi, l'actionnement indépendant de chaque élément chauffant selon l'invention permet, sous l'effet des commandes de tension prédéterminée associées chacune à un élément chauffant, de déformer la section de sortie de sorte à générer une poussée dissymétrique c'est-à-dire ayant une composante latérale à l'axe des rotors. L'invention permet ainsi de passer de manière réversible d'une section de sortie circulaire générant une poussée symétrique ou axiale (sans composante latérale) à une section de sortie dissymétrique générant une poussée dissymétrique (avec une composante latérale. Au sens de l'invention une section de sortie dissymétrique est une section de sortie dépourvu de symétrie de révolution autour de l'axe de rotation du rotor, par exemple une section de sortie de forme ovale.
Selon un premier mode de réalisation, au moins une partie de la paroi radialement externe est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et plus précisément thermo-rétractile.
Selon un deuxième mode de réalisation, au moins une partie de la paroi radialement interne est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et plus précisément thermo-extensible.
Selon un troisième mode de réalisation, au moins une partie de la paroi radialement externe est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et plus précisément thermo-rétractile, et au moins une partie de la paroi radialement interne est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et plus précisément thermo-extensible.
Selon un mode de réalisation, la pluralité d'éléments chauffants comporte des revêtements chauffants. Selon un autre mode de réalisation, la pluralité d'éléments chauffants comporte des résistances chauffantes.
Selon un mode de réalisation, la paroi réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable comporte au moins un circuit de chauffe configuré pour agir sur les éléments chauffants. Selon un autre mode de réalisation, la paroi réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable comporte une pluralité de circuits de chauffe, chaque circuit de chauffe étant configuré pour agir sur au moins un des éléments chauffants. Ceci permet avantageusement d'obtenir un réchauffement graduel des éléments chauffants, et ainsi une déformation graduelle des parois radialement interne et radialement externe du tronçon aval.
Les circuits de chauffe peuvent fonctionner indépendamment les uns des autres. Chacune des parois radialement interne et radialement externe peut être munie d'une pluralité d'éléments chauffants, mis en chauffe par des circuits de chauffe. Le fonctionnement du ou des circuits de chauffe associés à la paroi radialement interne peuvent être indépendants du ou des circuits de chauffe associés à la paroi radialement externe.
Avantageusement, le système propulsif comprend en outre des pontets de rigidification reliant les parois radialement interne et radialement externe du tronçon aval et permettant d'assurer un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne et radialement externe du tronçon aval.
Le carénage de nacelle peut comprendre un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon intermédiaire reliant les tronçons amont et aval. Avantageusement, le tronçon intermédiaire est rigide et est relié par au moins un mât à un moteur du système propulsif. Cela procure au carénage de nacelle du système propulsif une structure rigide pouvant assurer une fonction de blindage.
La présente invention concerne également un aéronef caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système propulsif présentant au moins l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées, le système propulsif étant monté pivotant sur l'aéronef par l'intermédiaire d'un arbre de pivotement déporté ou traversant par rapport au rotor.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. IA] la figure IA est une vue schématique en perspective d'un premier exemple de réalisation d'un système propulsif montré avec une nacelle montée sur un axe de pivotement déporté, le système propulsif étant en position horizontale ;
[Fig. IB] la figure IB est une vue analogue à la figure IA, illustrant le système propulsif en position verticale ;
[Fig. IC] la figure IC est une vue schématique en perspective d'un second exemple de réalisation d'un système propulsif montré avec une nacelle montée sur un axe de pivotement traversant, le système propulsif étant en position horizontale ;
[Fig. 2] la figure 2 est une vue schématique en coupe longitudinale du système propulsif selon l'invention avec son tronçon aval de carénage de nacelle en mode poussée axiale ;
[Fig. 3-4] les figures 3 et 4 sont des vues analogues à la figure 2 du système propulsif selon l'invention avec son tronçon aval de carénage de nacelle en mode poussée dissymétrique ; [Fig. 5] la figure 5 est une vue schématique arrière d'un exemple de réalisation des éléments chauffants selon l'invention, en mode poussée axiale ;
[Fig. 6-7] les figures 6 et 7 sont des vues schématiques arrières d'un exemple de réalisation des éléments chauffants selon l'invention, en mode poussée dissymétrique. Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures.
DESCRIPTION DES MODES DE RÉALISATION
Dans le présent exposé, les termes « axial », « interne » et « externe » sont utilisés en référence à l'axe de rotation du système propulsif selon l'invention.
Un système propulsif est généralement constitué : d'une nacelle ; d'un moteur et de son système de commande et de contrôle ; et, dans le cas d'une propulsion à hélice ou rotor, de son hélice ou rotor(s).
La nacelle est l'élément qui permet d'intégrer le moteur à l'aéronef, elle est constituée : de carénages de nacelle (permettant de capoter le moteur, de caréner les rotors, de capter l'air en écoulement en fonctionnement de l'aéronef, de créer un effet de poussée, inverser la poussée sur les systèmes propulsifs, ...) ; d'équipements à monter sur le moteur (tel l'habillage moteur regroupant les réseaux électriques, hydrauliques, pneumatiques connus sous l'acronyme EBU de l'anglais « Engine Build-Up ») ; et des systèmes d'accrochage à l'aéronef.
Les figures IA et IB illustrent, de manière simplifiée, un premier mode de réalisation d'un système propulsif 1 pour aéronef selon l'invention.
Le système propulsif 1 comprend ici au moins un rotor 2 et un carénage 3 de nacelle s'étendant autour dudit au moins un rotor 2 par rapport à un axe de rotation X du rotor 2. Le carénage 3 fait avantageusement office, par sa forme et ses matériaux, d'écran acoustique. Le système propulsif 1 peut être monté fixe sur l'aéronef. Le système propulsif 1 peut encore être monté sur un arbre de pivotement 4, déporté par rapport à l'axe de rotation X du rotor 2. L'arbre de pivotement 4 est fixé par tout moyen au système propulsif 1, d'une part, et à l'aéronef, d'autre part, et permet l'orientation du système propulsif 1 sur l'aéronef, autorisant le basculement du système propulsif 1 autour de l'arbre de pivotement 4, selon la flèche Fl, par l'intermédiaire d'actionneurs connus, entre une position horizontale telle qu'illustrée à la figure IA, et une position verticale telle qu'illustrée à la figure IB. Ce basculement permet de faire passer l'aéronef d'un mode classique comme pour un avion, à un mode VTOL ou hélicoptère. Le rotor 2 du système propulsif 1 est relié à l'aéronef par un mât 5 supportant un moteur 6, par exemple électrique, entraînant en rotation le rotor 2 par l'intermédiaire d'un arbre de puissance, de manière connue en soi. Selon l'exemple illustré nullement limitatif, chaque rotor 2 comprend deux pales 7.
La figure IC illustre un second mode de réalisation d'un système propulsif l' pour aéronef selon l'invention dans lequel le système propulsif l' peut être monté sur un arbre de pivotement 4', traversant le rotor 2 de manière perpendiculaire par rapport à l'axe de rotation X du rotor 2. Le rotor 2 du système propulsif l' est relié à l'aéronef par un mât 5 supportant un moteur 6, par exemple électrique, entraînant en rotation le rotor 2 par l'intermédiaire d'un arbre de puissance, de manière connue en soi. Selon l'exemple de réalisation représenté, le mât 5 du rotor 2 est confondu avec l'arbre de pivotement 4'.
En référence aux figures 2 à 4, le carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, selon l'invention comprend : un tronçon amont 10 ; - un tronçon aval 20 ; et un tronçon intermédiaire 30 reliant lesdits tronçons amont 10 et aval 20.
Le tronçon amont 10 forme une section d'entrée (ou dit autrement un bord d'attaque) BA ou entrée d'air du carénage 3 de nacelle. Le tronçon amont 10 est réalisé dans un matériau pouvant supporter des températures le rendant apte à assurer une fonction d'antigivrage lorsqu'il est approvisionné en air chaud.
Le tronçon intermédiaire 30 est rigide. Il est par exemple réalisé en alliage d'aluminium, en titane chargé 6% aluminium et 4% vanadium (TA6V), ou en composite fibre de carbone à matrice organique. Le tronçon intermédiaire 30 est avantageusement relié au moteur 6 du système propulsif 1, par au moins un mât 5, et, de préférence, par deux mâts 5 de sorte à solidariser mécaniquement le carénage 3 de nacelle au moteur 6 du système propulsif 1, . Le tronçon intermédiaire 30 confère ainsi, par son matériau et sa configuration, une fonction de blindage au système propulsif 1, l'.
Une extrémité aval 21 du tronçon aval 20 forme une section de sortie (ou dit autrement un bord de fuite) BF ou une sortie d'air du carénage 3 de nacelle.
Le tronçon aval 20 comprend une paroi radialement interne 20a et une paroi radialement externe 20b. Les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 assurent non seulement une fonction structurante du tronçon aval 20 mais également une fonction aérodynamique.
Les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont réalisées dans un matériau déformable semi rigide à mémoire de forme. Autrement dit, le matériau constituant les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 est à la fois rigide pour conférer au tronçon aval 20 une forme structurante et souple pour conférer au tronçon aval 20 une possibilité de déformation. Ainsi, les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont réalisées dans un matériau apte à réagir sous l'effet d'actionneurs tels que décrits ci-après. Lorsque les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 sont excitées par un ou des actionneurs, les parois se déforment et lorsque la contrainte d'excitation du ou des actionneurs s'arrête, les parois reprennent leur forme initiale. Selon un mode de réalisation, la paroi radialement interne 20a peut être réalisée en alliage, en composite, ou en matériau organique permettant à la paroi 20a de travailler dans un domaine élastique, alors qu'au moins une partie de la paroi radialement externe 20b peut être réalisée en matériau à mémoire de forme thermo-rétractile. Selon un autre mode de réalisation, la paroi radialement externe 20b peut être réalisée en alliage, en composite, ou en matériau organique permettant à la paroi 20b de travailler dans un domaine élastique, alors qu'au moins une partie de la paroi radialement interne 20a peut être réalisée en matériau à mémoire de forme thermo-extensible. Selon un autre mode de réalisation, au moins une partie de la paroi radialement interne 20a peut être réalisée en matériau à mémoire de forme thermo-extensible et au moins une partie de la paroi radialement externe 20b peut être réalisée en matériau à mémoire de forme thermo-rétractile. De préférence, le matériau à mémoire de forme thermo-déformable n'est agencé sur les parois radialement interne 20a et/ou radialement externe 20b qu'au niveau des actionneurs. En variante, les parois radialement interne 20a ou radialement externe 20b peuvent être entièrement réalisées en matériau à mémoire de forme thermo déformable. Par exemple, les parois radialement interne 20a et externe 20b peuvent être réalisées en un alliage de nickel et titane (encore connu sous le nom « Kiokalloy ») tel que le NiTiNol ou le NiTiCu.
Le matériau à mémoire de forme constituant les parois radialement interne 20a et externe 20b est à sûreté intégrée, c'est-à-dire qu'il est tel, que sa position de repos, autrement dit lorsqu'aucun actionneur n'agit sur le matériau à mémoire de forme en vue de sa déformation, correspond à une géométrie naturelle de stockage dudit matériau ou de plus longue durée d'utilisation. Ainsi, en cas de panne de l'actionneur, le matériau à mémoire de forme reprendra sa forme naturelle au repos et le carénage 3 de nacelle reprendra une géométrie sécurisée assurant une poussée axiale pour assurer le bon fonctionnement du système propulsif 1, de l'aéronef.
Les parois radialement interne 20a et externe 20b peuvent également présenter une épaisseur variable axialement et également azimutalement à proximité de pontets de rigidification 22 de sorte à modifier localement l'élasticité de la structure. Il est en outre possible d'optimiser localement les caractéristiques mécaniques du matériau à mémoire de forme constituant les parois radialement interne 20a et externe 20b en fonction des propriétés locales souhaitées le long du tronçon aval 20. Ainsi, il peut être envisagé que le tronçon aval 20 soit constitué d'une pluralité de tronçons de matériaux différents.
Le tronçon aval 20 étant réalisé dans un matériau déformable, semi-rigide lui garantissant une forme structurale rigide de sorte à éviter son affaissement tant au repos que sous l'action d'un écoulement d'air en fonctionnement du système propulsif 1, l' et permettant ainsi au carénage 3 de nacelle de conserver un profil aérodynamique homogène de sa section de sortie BF. Avantageusement, l'extrémité aval 21 du tronçon aval 20 peut être réalisée en un matériau orthotrope présentant des modules élastiques adéquats.
De plus, afin d'assurer un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20, des pontets de rigidification 22 sont ménagés angulairement à intervalles réguliers entre ces parois 20a, 20b.
Un but de la présente invention est de pouvoir bénéficier d'un carénage 3 de nacelle du système propulsif 1, l' dont il est possible de faire varier la section de sortie BF, ainsi que la forme de cette dernière, de manière à orienter la poussée du système propulsif.
Ainsi, le tronçon aval 20 comprend des moyens permettant de faire varier la forme de la section de sortie BF.
A cet effet, au moins l'une des parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 peut être réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-déformable, c'est-à-dire pouvant se déformer sous l'effet de la chaleur.
Selon un mode de réalisation, au moins une partie de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-rétractable, c'est-à-dire pouvant se rétracter sous l'effet de la chaleur.
Plus précisément, la paroi radialement externe 20b comporte une pluralité d'éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d. Chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d a une forme générale de portion annulaire. Les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d s'étendent dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour de l'axe X de rotation de sorte que l'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d a une forme générale annulaire. La paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 est donc divisée en portions annulaires, chaque portion annulaire étant associée à un élément chauffant en forme générale de portion annulaire.
Chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d est configuré pour fournir de la chaleur afin de déformer, plus précisément, de rétracter, la portion annulaire de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 sur laquelle il s'étend. En particulier, la paroi radialement externe 20b comporte un ou une pluralité de circuits de chauffe (non représentés) configurés pour agir sur les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d. Avantageusement, chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d de la paroi radialement externe 20b comprend un circuit de chauffe qui lui est propre, les circuits de chauffe ayant alors des fonctionnements indépendants les uns des autres.
Plus précisément, selon un premier mode de réalisation, la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 est munie d'une pluralité de revêtements chauffants, ou selon un deuxième mode de réalisation, d'une pluralité de résistances chauffantes. Le ou les circuits de chauffe sont configurés pour chauffer les revêtements chauffants, ou les résistances chauffantes. Chaque revêtement chauffant ou résistance chauffante est configuré pour fournir la chaleur permettant de déformer, et plus précisément permettant de rétracter, la portion annulaire de la paroi radialement externe 20b sur laquelle il s'étend, qui est alors réalisée en un matériau thermo-rétractile.
En particulier, la paroi radialement externe 20b est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques de mémoire de forme de sorte à lui permettre de retrouver sa forme et ses dimensions lorsque le ou les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d ne sont plus mis en chauffe.
Les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d peuvent être mis en chauffe par tout moyen connu en soi, tel que par exemple par des circuits électrique résistifs circulant dans les revêtements chauffants.
Chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d est actionnable indépendamment des autres éléments chauffants et est configuré pour déformer la paroi radialement externe 20b dans une direction qui est radiale par rapport à l'axe X de rotation et qui est centrée angulairement par rapport au secteur angulaire sur lequel il s'étend, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée. Ainsi, chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d est configuré pour déformer la portion annulaire du tronçon aval 20 à laquelle il est associé.
Chaque élément chauffant 23a, 23b, 23c, 23d relié à un dispositif automatique (non représenté) permettant d'envoyer le courant de chauffe dans les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d par application d'une commande de tension adaptée selon la configuration désirée pour le carénage 3 de nacelle pour obtenir la composante de poussée latérale voulue. En particulier, le dispositif automatique alimente en courant ou non les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d indépendamment des autres éléments chauffants.
Selon l'exemple de réalisation illustré aux figures 5 à 7, le système propulsif 1, comporte quatre éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d en forme de quart d'anneau : un premier élément chauffant 23a s'étendant sur une première partie (la partie haute sur les figures) de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20, un deuxième élément chauffant 23b s'étendant sur une deuxième partie (la partie à droite sur les figures) de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20, un troisième élément chauffant 23c s'étendant sur une troisième partie (la partie basse sur les figures) de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 et un quatrième élément chauffant 23d s'étendant sur une quatrième partie (la partie gauche sur les figures) de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20. Les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d sont disposés de sorte à former un anneau. Sur les figures, les éléments chauffants sont présentés dans la partie supérieure (haute), la partie inférieure (basse), et les parties latérales (gauche et droite) du tronçon aval, mais peuvent bien entendu être intégrés dans des secteurs angulaires différents, ces secteurs angulaires dépendant de l'orientation du système propulsif lors de son installation sur l'aéronef. Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée à cet exemple de réalisation, et le système propulsif 1, peut comporter deux, trois ou plus de quatre éléments chauffants. La figure 2 représente un système propulsif 1, selon l'invention dont le carénage 3 de nacelle est montré en position neutre, c'est-à-dire poussée axiale pure. La figure 5 représente les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d dans cette position neutre. Aucun des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d n'est activé, et donc ne reçoit de courant. La déformation locale de l'ensemble des éléments chauffants est donc nulle. L'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d forme un anneau.
La figure 3 représente un système propulsif 1, selon l'invention dont le carénage 3 de nacelle est montré dans une position où le flux est dévié vers le haut. La figure 6 représente les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d dans cette position de poussée dissymétrique vers le bas. Une commande pour créer un déplacement latéral de la nacelle vers le bas nécessite de déformer la section de sortie de la nacelle vers le haut, de façon à créer une force orientée du haut vers le bas. L'élément chauffant 23a est activé pour le rétracter. Une consigne de tension est calculée en fonction de l'entrée de la commande de vol, puis est envoyée à l'élément chauffant 23a, via le circuit de chauffe. Sous l'effet de la chaleur produite par l'élément chauffant 23a, la paroi radialement externe 20b située au niveau de cet élément chauffant se rétracte, ce qui entraîne l'étirement local de la paroi radialement interne 20a. En effet, sous l'effet de la chaleur émise par l'élément chauffant 23a soumis au circuit de chauffe, la longueur de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 diminue localement par rapport à sa longueur au repos, ce qui entraîne la flexion locale de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 selon la flèche F2 sur les figures 3 et 6. L'élément chauffant 23a déforme la paroi radialement externe 20b dans une direction radiale (flèche F2 sur la figure 6) par rapport à l'axe X de rotation et centrée angulairement par rapport au secteur angulaire a sur lequel il s'étend, c'est-à-dire verticalement et vers le haut sur la figure 6. L'élément chauffant 23a est donc soumis à une tension de commande, tandis que les éléments chauffants 23b, 23c, 23d ne sont pas alimentés. Autrement dit, les éléments chauffants 23b, 23c, 23d sont en position de repos. L'actionnement de l'élément chauffant 23a a pour conséquence une déformation locale, c'est-à-dire une expansion E radiale et locale de la section de sortie BF. La section de sortie du carénage est donc dissymétrique, et sa forme résulte des caractéristiques mécaniques de la structure soumise à la chaleur de l'élément chauffant 23a. Lorsque l'élément chauffant 23a est activé, il y a une expansion E radiale et locale de la section de sortie BF du carénage 3, c'est-à-dire que l'on observe une flèche locale de la structure du côté de l'élément chauffant 23a activé. La dimension radiale (dans la direction de la flèche F2) de l'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d (l'élément chauffant 23a étant activé et les éléments chauffants 23b, 23c, 23d étant au repos) est égale à la somme de la dimension radiale D23 de l'ensemble des éléments chauffants au repos et de l'expansion E. L'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d forme un anneau, dont une partie (ici la partie supérieure) est déformée.
La figure 4 représente un système propulsif 1, selon l'invention dont le carénage 3 de nacelle est montré dans une position où le flux est dévié vers le bas. La figure 7 représente les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d dans cette position de poussée dissymétrique vers le haut. Une commande pour créer un déplacement latéral de la nacelle vers le haut nécessite de déformer la section de sortie de la nacelle vers le bas, de façon à créer une force orientée du bas vers le haut. L'élément chauffant 23c est activé pour le rétracter. Une consigne de tension est calculée en fonction de l'entrée de la commande de vol, puis est envoyée à l'élément chauffant 23c, via le circuit de chauffe. Sous l'effet de la chaleur produite par l'élément chauffant 23c, la paroi radialement externe 20b située au niveau de cet élément chauffant se rétracte, ce qui entraîne l'étirement local de la paroi radialement interne 20a. En effet, sous l'effet de la chaleur émise par l'élément chauffant 23c soumis au circuit de chauffe, la longueur de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 diminue localement par rapport à sa longueur au repos, ce qui entraîne la flexion locale de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 selon la flèche F3 sur les figures 4 et 7. L'élément chauffant 23c déforme la paroi radialement externe 20b dans une direction radiale (flèche F3 sur la figure 7) par rapport à l'axe X de rotation et centrée angulairement par rapport au secteur angulaire b sur lequel il s'étend, c'est-à-dire verticalement et vers le bas sur la figure 7. L'élément chauffant 23c est donc soumis à une tension de commande, tandis que les éléments chauffants 23a, 23b, 23d ne sont pas alimentés. Autrement dit, les éléments chauffants 23a, 23b, 23d sont en position de repos. L'actionnement de l'élément chauffant 23c a pour conséquence une déformation locale, c'est-à-dire une expansion E radiale et locale de la section de sortie BF. La section de sortie du carénage est donc dissymétrique, et sa forme résulte des caractéristiques mécaniques de la structure soumise à la chaleur de l'élément chauffant 23c. Lorsque l'élément chauffant 23c est activé, il y a une expansion E radiale et locale de la section de sortie BF du carénage 3, c'est-à-dire que l'on observe une flèche locale de la structure du côté de l'élément chauffant 23c activé. La dimension radiale (dans la direction de la flèche F3) de l'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d (l'élément chauffant 23c étant activé et les éléments chauffants 23a, 23b, 23d étant au repos) est égale à la somme de la dimension radiale D23 de l'ensemble des éléments chauffants au repos et de l'expansion E. L'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d forme un anneau, dont une partie (ici la partie inférieure) est déformée.
Une commande pour créer un déplacement latéral de la nacelle vers la droite nécessite de déformer la section de sortie de la nacelle vers la gauche, de façon à créer une force orientée de la gauche vers la droite (et dévier le flux vers la gauche). Dans ce cas de poussée dissymétrique vers la droite (non représenté), l'élément chauffant 23d est activé pour le rétracter. Une consigne de tension est calculée en fonction de l'entrée de la commande de vol, puis est envoyée à l'élément chauffant 23d, via le circuit de chauffe. Sous l'effet de la chaleur produite par l'élément chauffant 23d, la paroi radialement externe 20b située au niveau de cet élément chauffant se rétracte, ce qui entraîne l'étirement local de la paroi radialement interne 20a. En effet, sous l'effet de la chaleur émise par l'élément chauffant 23d soumis au circuit de chauffe, la longueur de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 diminue localement par rapport à sa longueur au repos, ce qui entraîne la flexion locale de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20. L'élément chauffant 23d déforme la paroi radialement externe 20b dans une direction radiale par rapport à l'axe X de rotation et centrée angulairement par rapport au secteur angulaire f sur lequel il s'étend. L'élément chauffant 23d est donc soumis à une tension de commande, tandis que les éléments chauffants 23a, 23b, 23c ne sont pas alimentés. Autrement dit, les éléments chauffants 23a, 23b, 23c sont en position de repos. La dimension radiale de l'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d (l'élément chauffant 23d étant activé et les éléments chauffants 23a, 23b, 23c étant au repos) est égale à la somme de la dimension radiale D23 de l'ensemble des éléments chauffants au repos et de l'expansion E. L'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d forme un anneau, dont une partie (ici la partie latérale gauche) est déformée.
Une commande pour créer un déplacement latéral de la nacelle vers la gauche nécessite de déformer la section de sortie de la nacelle vers la droite, de façon à créer une force orientée de la droite vers la gauche (et dévier le flux vers la droite). Dans ce cas de poussée dissymétrique vers la gauche (non représenté), l'élément chauffant 23b est activé pour le rétracter. Une consigne de tension est calculée en fonction de l'entrée de la commande de vol, puis est envoyée à l'élément chauffant 23b, via le circuit de chauffe. Sous l'effet de la chaleur produite par l'élément chauffant 23b, la paroi radialement externe 20b située au niveau de cet élément chauffant se rétracte, ce qui entraîne l'étirement local de la paroi radialement interne 20a. En effet, sous l'effet de la chaleur émise par l'élément chauffant 23b soumis au circuit de chauffe, la longueur de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 diminue localement par rapport à sa longueur au repos, ce qui entraîne la flexion locale de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20. L'élément chauffant 23b déforme la paroi radialement externe 20b dans une direction radiale par rapport à l'axe X de rotation et centrée angulairement par rapport au secteur angulaire Q sur lequel il s'étend. L'élément chauffant 23b est donc soumis à une tension de commande, tandis que les éléments chauffants 23a, 23c, 23d ne sont pas alimentés. Autrement dit, les éléments chauffants 23a, 23c, 23d sont en position de repos. La dimension radiale de l'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d (l'élément chauffant 23b étant activé et les éléments chauffants 23b, 23c, 23d étant au repos) est égale à la somme de la dimension radiale D23 de l'ensemble des éléments chauffants au repos et de l'expansion E. L'ensemble des éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d forme un anneau, dont la une partie (ici la partie latérale droite) est déformée. Selon un autre mode de réalisation non représenté, au moins une partie de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-extensible, pouvant s'étendre sous l'effet de la chaleur. Plus précisément, la paroi radialement interne 20a comporte une pluralité d'éléments chauffants. Chaque élément chauffant a une forme générale de portion annulaire. Les éléments chauffants s'étendent dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour de l'axe X de rotation de sorte que l'ensemble des éléments chauffants a une forme générale annulaire. La paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 est donc divisée en portions annulaires, chaque portion annulaire étant associée à un élément chauffant en forme générale de portion annulaire.
Chaque élément chauffant est configuré pour fournir de la chaleur afin de déformer, plus précisément, s'étendre, la portion annulaire de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 sur laquelle il s'étend. En particulier, la paroi radialement interne 20a comporte un ou une pluralité de circuits de chauffe (non représentés) configurés pour agir sur les éléments chauffants. Avantageusement, chaque élément chauffant de la paroi radialement interne 20a comprend un circuit de chauffe qui lui est propre, les circuits de chauffe ayant alors des fonctionnements indépendants les uns des autres. Plus précisément, selon un premier mode de réalisation, la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 est munie d'une pluralité de revêtements chauffants, ou selon un deuxième mode de réalisation, d'une pluralité de résistances chauffantes. Le ou les circuits de chauffe sont configurés pour chauffer les revêtements chauffants, ou les résistances chauffantes. Chaque revêtement chauffant ou résistance chauffante est configuré pour fournir la chaleur permettant de déformer, et plus précisément permettant d'étendre, la portion annulaire de la paroi radialement interne 20a sur laquelle il s'étend, qui est alors réalisée en un matériau thermo-extensible.
En particulier, la paroi radialement interne 20a est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques de mémoire de forme de sorte à lui permettre de retrouver sa forme et ses dimensions lorsque le ou les éléments chauffants ne sont plus mis en chauffe.
Les éléments chauffants peuvent être mis en chauffe par tout moyen connu en soi, tel que par exemple par des circuits électrique résistifs circulant dans les revêtements chauffants.
Chaque élément chauffant est actionnable indépendamment des autres éléments chauffants et est configuré pour déformer la paroi radialement interne 20a dans une direction qui est radiale par rapport à l'axe X de rotation et qui est centrée angulairement par rapport au secteur angulaire sur lequel il s'étend, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée. Ainsi, chaque élément chauffant est configuré pour déformer la portion annulaire du tronçon aval 20 à laquelle il est associé.
Chaque élément chauffant est relié à un dispositif automatique (non représenté) permettant d'envoyer le courant de chauffe dans les éléments chauffants par application d'une commande de tension adaptée selon la configuration désirée pour le carénage 3 de nacelle pour obtenir la composante de poussée latérale voulue. En particulier, le dispositif automatique alimente en courant ou non les éléments chauffants indépendamment des autres éléments chauffants.
La pluralité d'éléments chauffants a un fonctionnement analogue au fonctionnement décrit pour les éléments chauffants de la paroi radialement externe en relation avec les figures 2 à 7.
Selon un autre mode de réalisation non représenté, au moins une partie de la paroi radialement interne 20a du tronçon aval 20 est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-extensible et au moins une partie de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20 est réalisée dans un matériau présentant des caractéristiques thermo-rétractable.
Le tronçon intermédiaire 30 étant rigide, le tronçon aval 20 est fixe par l'intermédiaire de ses parois radialement interne 20a et externe 20b solidaires du tronçon intermédiaire 30, et la section de sortie BF étant libre, la rétractation de la paroi radialement externe 20b et le fléchissement de la paroi radialement interne 20a entraînent le déplacement de la section de sortie BF selon une direction radialement externe représentée par la flèche F2 à la figure 6 et par la flèche F3 à la figure 7 entraînant ainsi une augmentation d'une dimension dans une direction radiale à l'axe X (jusqu'à une valeur D23 + E) et une modification locale de la forme de la section de sortie BF.
Les paroi radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 étant réalisées dans un matériau présentant également des caractéristiques de mémoire de forme, il leur est possible de retrouver leur forme et leur dimension de repos, de sorte que la section de sortie BF retrouve également sa dimension radiale minimale D23 lorsque les éléments chauffants 23a, 23b, 23c, 23d ne sont plus actifs.
L'augmentation progressive de la tension de commande induite par le dispositif automatique fait varier progressivement la forme de la section de sortie BF. En particulier, il y a une déformation, radialement à l'axe X et localement, des parois radialement interne 20a et radialement externe 20b en matériau déformable à mémoire de forme du tronçon aval 20 associées à l'élément chauffant. Ceci fait, par conséquent, varier les dimensions et la forme de la section de sortie BF qui passe ainsi d'une dimension radiale minimale D23 et d'une forme circulaire dans la configuration en mode poussée axiale telle qu'illustrée à la figure 2 à une dimension radiale D23 + E supérieure à la dimension radiale minimale D23, avec une déformation dans au moins une direction radiale de la forme circulaire de l'ensemble des éléments chauffants dans la configuration en mode poussée dissymétrique du carénage 3 de nacelle telle qu'illustrée aux figures 3 et 4.
De même, la réduction progressive de la tension de commande induite par le dispositif automatique fait passer progressivement le carénage 3 de nacelle d'une configuration en mode poussée dissymétrique telle qu'illustrée aux figures 3 et 4 à une configuration en mode poussée axiale telle qu'illustrée à la figure 2.
Le passage de la configuration de la figure 5 à la configuration de la figure 6 ou de la figure 7 du tronçon aval 20 du carénage 3 de nacelle, et inversement, se fait en continu en fonction du courant alimentant le circuit de chauffe, les pontets de rigidification 22 assurant un écart sensiblement constant entre les parois radialement interne 20a et radialement externe 20b du tronçon aval 20 lors des changements de configuration de la section (dimensions et forme) de sortie BF (autrement dit de la section de sortie) du carénage 3 de nacelle. L'échauffement local des éléments chauffants peut être distribué en fonction des flèches locales souhaitées et de l'élasticité locale des parois radialement interne 20a et externe 20b du tronçon aval 20.
Avantageusement, plusieurs circuits de chauffe peuvent être envisagés pour chauffer les revêtements chauffants 23a, 23b, 23c, 23d de sorte à obtenir un réchauffement graduel du revêtement chauffant et ainsi une déformation graduelle de la paroi radialement externe 20b du tronçon aval 20.
L'invention a principalement été décrite pour un système propulsif comportant quatre éléments chauffants, mais le système propulsif peut bien entendu comporter moins ou plus d'éléments chauffants.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1, ) pour un aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), comprenant au moins un rotor (2) et un carénage (3) de nacelle s'étendant autour dudit au moins un rotor (2) par rapport à un axe (X) de rotation dudit rotor (2), ce carénage (3) de nacelle comprenant un tronçon amont formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon aval (20) dont une extrémité aval (21) forme une section de sortie (BF) du carénage (3) de nacelle ; et caractérisé en ce que le tronçon aval (20) comprend une paroi radialement interne (20a) et une paroi radialement externe (20b), au moins une partie de l'une desdites parois étant réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, et en ce que ladite paroi est munie d'une pluralité d'éléments chauffants, les éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d) s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X) de rotation, chaque élément chauffant (23a, 23b, 23c, 23d) étant actionnable indépendamment des autres éléments chauffants et étant configuré pour déformer ladite paroi dans une direction qui est radiale par rapport à l'axe (X) de rotation et qui est centrée angulairement par rapport au secteur angulaire sur lequel il s'étend, sous l'effet d'une commande de tension prédéterminée, l'actionnement des éléments chauffants étant configuré pour déformer la section de sortie de sorte à générer une poussée dissymétrique.
2. Système propulsif (1, l') la revendication 1, dans lequel chaque élément chauffant (23a, 23b, 23c, 23d) a une forme générale de portion annulaire, les éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d) s'étendant dans des secteurs angulaires consécutifs différents autour dudit axe (X) de rotation de sorte que l'ensemble des éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d) a une forme générale annulaire.
3. Système propulsif (1, ) l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel ladite pluralité d'éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d) comporte des revêtements chauffants.
4. Système propulsif (1, ) l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel ladite pluralité d'éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d) comporte des résistances chauffantes.
5. Système propulsif (1, l') l'une des revendications précédentes, dans lequel ladite paroi comporte au moins un circuit de chauffe configuré pour agir sur les éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d).
6. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ladite paroi comporte une pluralité de circuits de chauffe, chaque circuit de chauffe étant configuré pour agir sur au moins un des éléments chauffants (23a, 23b, 23c, 23d).
7. Système propulsif (1, l') selon la revendication précédente, dans lequel les circuits de chauffe fonctionnent indépendamment les uns des autres.
8. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chacune des parois radialement interne (20a) et radialement externe (20b) est munie d'une pluralité d'éléments chauffants, mis en chauffe par des circuits de chauffe, le fonctionnement du ou des circuits de chauffe associés à la paroi radialement interne (20a) étant indépendants du ou des circuits de chauffe associés à la paroi radialement externe (20b).
9. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre des pontets (22) de rigidification reliant les parois radialement interne (20a) et radialement externe (20b) du tronçon aval (20).
10. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le carénage de nacelle comprend également un tronçon amont (10) formant une section d'entrée du carénage de nacelle et un tronçon intermédiaire (30) reliant les tronçons amont (10) et aval (20), et dans lequel le tronçon intermédiaire (30) est rigide et est relié par au moins un mât (5) à un moteur (6) du système propulsif (1, ).
11. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes 1 à 10, dans lequel au moins une partie de la paroi radialement externe est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, de préférence thermo-rétractile.
12. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes 1 à 10, dans lequel au moins une partie de la paroi radialement interne est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, de préférence thermo-extensible.
13. Système propulsif (1, ) selon l'une des revendications précédentes 1 à 10, dans lequel au moins une partie de la paroi radialement externe est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, de préférence thermo-rétractile, et au moins une partie de la paroi radialement interne est réalisée dans un matériau à mémoire de forme thermo-déformable, de préférence thermo-extensible.
14. Aéronef, en particulier du type aéronef à décollage et atterrissage verticaux (ADAV), caractérisé en ce qu'il comporte au moins un système propulsif (1, l') selon l'une quelconque des revendications précédentes, le système propulsif (1, ) étant monté pivotant sur l'aéronef par l'intermédiaire d'un arbre de pivotement (4, 4') déporté ou traversant par rapport au rotor (2).
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Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6718752B2 (en) * 2002-05-29 2004-04-13 The Boeing Company Deployable segmented exhaust nozzle for a jet engine
EP1612416A1 (fr) 2004-07-02 2006-01-04 Rolls-Royce Plc Actuateur en alliage à mémoire de forme
US20070018035A1 (en) * 2005-07-20 2007-01-25 Saiz Manuel M Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing
WO2007093760A1 (fr) 2006-02-18 2007-08-23 Rolls-Royce Plc Moteur a turbine a gaz
WO2008045081A1 (fr) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Buse à jet variable utilisant un matériau à mémoire de forme
GB2448320A (en) * 2007-04-10 2008-10-15 Pericles Pilidis Aircraft engine variable area nozzle having expandable rear section
US20080272228A1 (en) * 2006-08-09 2008-11-06 The Boeing Company Jet Engine Nozzle Exit Configurations, Including Projections Oriented Relative To Pylons, and Associated Systems and Methods
US20100018212A1 (en) * 2008-07-24 2010-01-28 Spirit Aerosystems, Inc. Dilating fan duct nozzle
EP2535547A2 (fr) * 2011-06-17 2012-12-19 General Electric Company Dispositif d'actionnement linéaire de composants modifiant le flux d'une tuyère de moteur à réaction
US20130327047A1 (en) * 2008-11-05 2013-12-12 John Richard Webster Gas turbine engine variable area exhaust nozzle
EP2730773A2 (fr) 2012-11-13 2014-05-14 Rolls-Royce plc Buse d'échappement de moteur de turbine à gaz
DE102013226496A1 (de) 2013-12-18 2015-07-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit verstellbarer Ausströmdüse des Nebenstromkanals

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL98695C (fr) * 1952-07-25
US8434293B2 (en) * 2009-08-06 2013-05-07 The Boeing Company High stiffness shape memory alloy actuated aerostructure

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6718752B2 (en) * 2002-05-29 2004-04-13 The Boeing Company Deployable segmented exhaust nozzle for a jet engine
EP1612416A1 (fr) 2004-07-02 2006-01-04 Rolls-Royce Plc Actuateur en alliage à mémoire de forme
US20070018035A1 (en) * 2005-07-20 2007-01-25 Saiz Manuel M Lifting and Propulsion System For Aircraft With Vertical Take-Off and Landing
WO2007093760A1 (fr) 2006-02-18 2007-08-23 Rolls-Royce Plc Moteur a turbine a gaz
US20080272228A1 (en) * 2006-08-09 2008-11-06 The Boeing Company Jet Engine Nozzle Exit Configurations, Including Projections Oriented Relative To Pylons, and Associated Systems and Methods
WO2008045081A1 (fr) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Buse à jet variable utilisant un matériau à mémoire de forme
GB2448320A (en) * 2007-04-10 2008-10-15 Pericles Pilidis Aircraft engine variable area nozzle having expandable rear section
US20100018212A1 (en) * 2008-07-24 2010-01-28 Spirit Aerosystems, Inc. Dilating fan duct nozzle
US20130327047A1 (en) * 2008-11-05 2013-12-12 John Richard Webster Gas turbine engine variable area exhaust nozzle
EP2535547A2 (fr) * 2011-06-17 2012-12-19 General Electric Company Dispositif d'actionnement linéaire de composants modifiant le flux d'une tuyère de moteur à réaction
EP2730773A2 (fr) 2012-11-13 2014-05-14 Rolls-Royce plc Buse d'échappement de moteur de turbine à gaz
DE102013226496A1 (de) 2013-12-18 2015-07-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit verstellbarer Ausströmdüse des Nebenstromkanals

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