WO2021136899A1 - Inverseur de poussée comprenant des portes formant en position ouverte une ouverture de déflexion asymétrique - Google Patents

Inverseur de poussée comprenant des portes formant en position ouverte une ouverture de déflexion asymétrique Download PDF

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WO2021136899A1
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doors
inverter
plane
aircraft
reverser
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PCT/FR2020/052545
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Inventor
Sébastien Laurent Marie PASCAL
Laurent Georges Valleroy
Luigi BISANTI
Original Assignee
Safran Nacelles
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/56—Reversing jet main flow
    • F02K1/60—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Thrust reverser comprising doors forming an asymmetric deflection opening in the open position
  • the invention relates to the field of thrust reversers for an aircraft propulsion unit nacelle, and more specifically to the field of door reversers.
  • the invention is of particular interest when such a reverser is fitted to a propulsion assembly mounted in the vicinity of a tail unit, that is to say generally in the rear part of the fuselage of an aircraft.
  • FIG. 1 a conventional business aircraft 1 extending along a longitudinal axis A1.
  • This aircraft 1 comprises a fuselage 2, two propulsion assemblies 3 mounted in the rear part of the fuselage 2 (a single propulsion assembly being visible in FIG. 1), a horizontal tail unit 4 and a vertical tail unit 5.
  • the vertical tail unit 5 comprises a fixed part 6, also called fin, and a mobile part 7, also called rudder or symmetry.
  • the fin 6 is intended to stabilize the aircraft 1 around a yaw axis A2, in particular in order to keep the longitudinal axis A1 parallel to the axis of the runway during the landing phase in the event of a crosswind (see below).
  • the symmetry control surface 7 is intended to control the moment of the airplane 1 around the yaw axis A2, in particular to be able to keep the longitudinal axis A1 parallel to the axis of the runway during the landing phase.
  • Each of the propulsion units 3 comprises a thrust reverser having an upper door 8 and a lower door 9.
  • the propulsion units 3 are in a direct thrust configuration in which the doors 8 and 9 are closed so as to close off. respective inversion openings (not shown in this figure).
  • FIG. 2 schematically represents the two propulsion assemblies (respectively referenced 3A and 3B) as well as the vertical stabilizer 5 with respect to said longitudinal axis A1 and a relative wind A3.
  • the relative wind A3 is the wind generated by the sum of the displacement of the airplane 1 and the wind.
  • the propulsion units 3A and 3B are in a thrust reversal configuration in which said doors (not shown in this figure) are opened so as to release the corresponding reversing openings, namely an opening of upper inversion 10A associated with the upper door of the inverter of the propulsion unit 3A and an upper inversion opening 10B associated with the upper door of the inverter of the propulsion unit 3B.
  • the doors of the propulsion units 3A and 3B in the thrust reversal configuration are configured to redirect in an upstream direction A4 part of the air leaving the propulsion units 3A and 3B through the reversal openings 10A / 10B.
  • FIG. 2 illustrates a landing situation in a crosswind, causing the airplane 1 to move around the yaw axis A2 so that its longitudinal axis A1 forms an angle B1 with the direction of the relative wind A3.
  • the vertical stabilizer 5 is liable to be subjected to asymmetric air currents, in particular taking into account the respective trajectories of the air flows leaving the propulsion units 3A and 3B through the upper inversion openings 10A and 10B.
  • part of the air leaving the propulsion unit 3B, through the upper inversion opening 10B typically flows along a path 11B passing through a region C1 extending along one of the faces of the vertical stabilizer 5 located on the side of this propulsion unit 3B.
  • Part of the air leaving the propulsion unit 3A, through the upper inversion opening 10A typically flows along a path 11A bypassing the fin 6 and also crossing the region C1.
  • a region C2 extending along the other face of the vertical stabilizer 5 is thus found to be under-supplied with air.
  • the under-supply of air to the fin 6 at the level of the region C2 causes a loss of stability of the aircraft 1.
  • the rudder 7 thus devented at the level of the region C2 has reduced efficiency liable to lead to a loss of controllability of the airplane 1 and potentially an exit from the runway.
  • An object of the invention is to provide a door reverser capable of improving the stability and controllability of an aircraft when the doors are open during the landing phase, in particular in a crosswind.
  • the invention aims to provide a door reverser making it possible to better control the air flows resulting from the opening of the doors.
  • the invention relates to a thrust reverser for an aircraft propulsion unit, this reverser having a longitudinal central axis and comprising a fixed structure, a lower door and an upper door, the lower door and the upper door comprising each a downstream edge and each being movable relative to the fixed structure, around a respective axis of rotation, between:
  • the lower and upper doors delimit with the fixed structure a flow duct
  • the flow duct comprising an ejection outlet delimited at least in part by a rear end of the fixed structure, the lower doors and upper in the closed position being configured to be able to guide a fluid flowing in the duct towards its ejection outlet in order to generate a thrust
  • the lower and upper doors each release an inversion opening so as to be able to evacuate from the flow duct a first part of said fluid, via these inversion openings, and redirect at least a fraction of the fluid thus evacuated towards a front end of the fixed structure in order to generate a counter thrust
  • the downstream edge of the lower door and the downstream edge of the upper door defining, when the lower and upper doors are in the open position, a configured deflection opening to allow a second part of said fluid to exit the inverter through this deflection opening, the deflection opening having a first portion extending from a first side of a first median longitudinal plane perpendicular to the axis of rotation of the lower and upper doors and a second portion extending from a second side of this first median longitudinal plane.
  • a surface of this second portion projected into a projection plane perpendicular to the longitudinal central axis is greater than a surface of the first portion projected into this projection plane so as to produce an asymmetric flow, with respect to said first median longitudinal plane, of said second part of the fluid leaving the reverser through this deflection opening.
  • the deflection opening makes it possible to eject through the latter, when the doors are in the open position, a greater quantity of fluid on one side than on the other of said first median longitudinal plane, resulting in a pressure gradient in a direction perpendicular to the first median longitudinal plane.
  • the deflection opening thus makes it possible to increase the pressure laterally with respect to the longitudinal central axis of the inverter.
  • the deflection opening thus makes it possible to increase the pressurization of the fin and the rudder of this tail unit.
  • At least one of said first and second portions of the deflection opening may have a lower portion extending from a first side of a second median longitudinal plane and an upper portion extending on a second side of this second median longitudinal plane, this upper portion having a surface projected into said projection plane greater than a surface of said lower portion projected into this projection plane so as to produce an asymmetric flow, with respect to the second median longitudinal plane, of said second part of the fluid leaving the inverter through the deflection opening.
  • This optional geometry of the deflection opening makes it possible to obtain a pressure gradient in a direction perpendicular to the longitudinal central axis of the reverser and passing through the first median longitudinal plane, which makes it possible to further increase the pressurization.
  • the rudder of the vertical stabilizer which is typically located vertically above with respect to the longitudinal central axis of the reverser.
  • the second median longitudinal plane may be perpendicular to the first median longitudinal plane.
  • the fixed structure may comprise an annular ejection ring, this ejection ring comprising a trailing edge forming said rear end of the fixed structure.
  • the ejection outlet can be fully delimited by the rear end of the fixed structure, the trailing edge of which is continuous.
  • Such a fixed structure makes it possible to improve the performance of the reverser in a direct thrust configuration compared to a fixed structure in which the ejection outlet is delimited in part by the rear end of the fixed structure and in part by the downstream edge of the lower and upper doors.
  • downstream edge of the lower door and the downstream edge of the upper door can delimit a respective part of said ejection outlet when the lower and upper doors are in the closed position.
  • the deflection opening may have, in a plane parallel to the first median longitudinal plane, a maximum distance between the downstream edge of the lower door and the downstream edge of the upper door of between ten percent and forty percent of a radius of a section of said ejection outlet when the lower and upper doors are in the closed position.
  • the deflection opening may have a projected area in said projection plane comprised between three percent and twelve percent of an ejection surface formed by a section of said ejection outlet when the lower and lower doors. upper are in the closed position.
  • the subject of the invention is also a nacelle for an aircraft propulsion unit, this nacelle comprising an inverter as described above.
  • the subject of the invention is also a propulsion unit for an aircraft, this propulsion unit comprising such a nacelle.
  • a subject of the invention is also an aircraft comprising such a propulsion unit.
  • a fuselage and a tail of this aircraft may be located on said second side of the first median longitudinal plane of the reverser.
  • This configuration makes it possible to improve the stability and the controllability of the aircraft, in particular in a crosswind, for the reasons explained above.
  • FIG. 1 is a schematic view, already described above, of an aircraft of the prior art, this aircraft comprising propulsion units each equipped with a thrust reverser with doors;
  • FIG. 2 is a schematic view, already described above, of parts of the aircraft of FIG. 1 in the crosswind landing phase, the reversers being in a thrust reversal configuration;
  • FIG. 3 is a schematic view in axial section of an aircraft propulsion unit
  • FIG. 4 is a schematic perspective view of a thrust reverser of the prior art, this reverser comprising doors in the open position corresponding to a thrust reversal configuration
  • FIG. 5 is a schematic view in axial section of the reverser of FIG. 4, in the thrust reversal configuration
  • FIG. 6 is a schematic view in axial section of the reverser of FIG. 4, in direct thrust configuration, the doors being in the closed position;
  • FIG. 7 is a schematic view of lower and upper doors of a thrust reverser according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 8 is a schematic view of lower and upper doors of a thrust reverser according to a second embodiment of the invention.
  • FIG. 9 is a schematic view of lower and upper doors of a thrust reverser according to a third embodiment of the invention.
  • FIG. 10 is a schematic view of lower and upper doors of a thrust reverser according to a fourth embodiment of the invention.
  • FIG. 11 is a schematic view of lower and upper doors of a thrust reverser according to a fifth embodiment of the invention.
  • propulsion unit 20 intended to be mounted on an aircraft such as the aircraft 1 of Figure 1.
  • upstream is defined with respect to a direction A5 of air flow around the propulsion unit 20 when the latter generates a thrust. , that is to say a direction A5 opposite to the direction of movement of the aircraft which it propels.
  • the propulsion unit 20 comprises a turbomachine 21 streamlined by a nacelle 22.
  • the turbomachine 21 is a double-body, double-flow turbojet.
  • the turbojet 21 has a longitudinal central axis A6 around which its various components extend, in this case, from the front to the rear of the turbojet 21, a fan 23, a low pressure compressor 24, a high pressure compressor 25 , a combustion chamber 26, a high pressure turbine 27 and a low pressure turbine 28.
  • the compressors 24 and 25, the combustion chamber 26 and the turbines 27 and 28 form a gas generator.
  • an air flow 30 enters the nacelle 22 through an air inlet upstream of the propulsion unit 20, passes through the fan 23 then is divided into a central primary flow 30A and a secondary flow 30B.
  • the primary stream 30A flows in a primary stream 31A for circulating gases passing through the gas generator.
  • the secondary stream 30B flows in a secondary stream 31B surrounding the gas generator and delimited radially outwards by the nacelle 22.
  • the invention relates more specifically to a thrust reverser with doors such as the reverser 40 of FIG. 4.
  • the function of the reverser 40 is to reverse part of the thrust generated by the propulsion unit 20 in order to brake the aircraft during its landing.
  • inverter 40 can be fitted to a propulsion unit different from that of FIG. 3 without departing from the scope of the invention.
  • the reverser 40 comprises on the one hand a fixed structure 41 extending along a longitudinal central axis A7.
  • the fixed structure 41 comprises in this example a front frame 42, a rear section 43 and two beams 44 connecting the front frame 42 and the rear section 43 to one another.
  • the front frame 42 has an annular shape configured to connect the inverter 40 to the nacelle 22, according to any conventional assembly technique.
  • the rear section 43 has an annular shape defining an ejection ferrule.
  • This ejection ring 43 defines a rear end of both the reverser 40, the nacelle 22 and the propulsion unit 20.
  • the front frame 42, the rear section 43 and the beams 44 define, radially outwards, a flow duct DI for a fluid coming from a part of the propulsion unit 20 located upstream of the inverter 40.
  • the fluid capable of flowing in the conduit DI is in this example made up of a mixture of gas leaving the primary stream 31A and air coming from the secondary stream 31B, that is to say a mixture of the primary 30A and secondary 30B streams.
  • the DI flow duct includes an inlet bounded by the front frame 42 and an ejection outlet bounded by the rear section 43.
  • the fixed structure 41 comprises in this example two reversal openings in the form of radial openings.
  • Each of these inversion openings is delimited, longitudinally, by the front frame 42 and the rear section 43 and, radially, by the beams 44.
  • the reverser 40 of FIG. 4 furthermore comprises a movable structure in the form of two pivoting doors 46 and 47.
  • the doors 46 and 47 are respectively called the lower door and the upper door, with reference to their relative positioning with respect to the vertical when the reverser 40 is connected to an aircraft in flight configuration.
  • Each of the doors 46 and 47 is movable relative to the fixed structure 41, around a respective axis of rotation (not shown), between an open position, illustrated in Figures 4 and 5, and a closed position illustrated in Figure 6 .
  • the reverser 40 comprises two jacks 48 and 49 which are each connected on the one hand to the front frame 42 of the fixed structure 41 and on the other hand to one respective one of the doors 46 and 47. Referring to Figure 6, in which the doors 46 and 47 are in the closed position, each of the doors 46 and 47 closes a respective one of the inversion openings so as to delimit, in continuity with the fixed structure 41, the duct flow Dl.
  • the doors 46 and 47 make it possible to guide towards the ejection outlet a fluid El entering the duct Dl at the level of the front frame 42 and flowing in the duct Dl in a direction generally parallel to the central axis. longitudinal A7.
  • the fluid flow El comprises in this example a mixture of the primary 30A and secondary 30B flows generated by the operation of the turbojet 21.
  • the propulsion unit 20 can generate a direct thrust.
  • This configuration of the inverter 40 is called direct thrust, or even “direct jet”.
  • This open position makes it possible to evacuate from the flow conduit Dl, via the inversion openings, parts E2 and E3 of the fluid El flowing in the conduit Dl. It also makes it possible to redirect at least part E4 and E5 of the fluid thus discharged upstream, that is to say in particular towards the front frame 42 of the fixed structure 41 and more generally towards the front of the. 'propulsion unit 20 and the aircraft 1.
  • the fluid thus redirected upstream generates a counter-thrust.
  • the gates 46 and 47 each include an inner wall 50 having a proximal end 51 configured to extend radially through the flow conduit D1, so as to prevent a major portion of the fluid E1 flowing in the duct Dl to continue its path to the ejection outlet.
  • the orientation of the internal wall 50 is such that the fluid E1 thus blocked continues its path by crossing the inversion openings and having at least one component oriented upstream. In a manner known per se, it is possible to maximize this component and improve the performance in thrust reversal by placing a spoiler 52 at a distal end 53 of the internal wall 50 of each of the doors 46 and 47.
  • reverser 40 When the doors 46 and 47 are in the open position, the reverser 40 is in a so-called reverse thrust configuration, also called "reverse jet".
  • open position designates a maximum open position as shown in FIGS. 4 and 5, it being understood that the doors 46 and 47 temporarily occupy intermediate positions during changes in the configuration of the inverter. 40.
  • a fraction E6 of the fluid can however continue its trajectory towards the ejection outlet when the doors 46 and 47 are in the open position, via a leakage opening delimited by a downstream edge 60 of the lower door 46 and a downstream edge 61 of the upper door 47.
  • This fraction of fluid E6 typically represents less than ten percent of the total volume of fluid E1 introduced into the conduit DI and does not significantly reduce the counter-thrust force generated by the flows E4 and E5 (see Figures 4 and 5). .
  • downstream edges 60 and 61 of the doors 46 and 47 define a leakage opening substantially symmetrical both with respect to a first median longitudinal plane PI and with respect to a second median longitudinal plane P2 .
  • the vertical plane PI is a vertical plane passing through the longitudinal central axis A7 of the reverser 40 and through the jacks 48 and 49.
  • the horizontal plane P2 is a horizontal plane also passing through the longitudinal central axis A7. and being perpendicular to the vertical plane PI.
  • FIGS. 4 and following include a reference frame Z1, Z2 and Z3 respectively defining lateral, vertical and longitudinal directions.
  • the vertical plane PI is parallel to the directions Z2 and Z3 and the horizontal plane P2 is parallel to the directions Z1 and Z3.
  • the incidence of such a leakage opening has little if any incidence on the pressurization of the stabilizer 5.
  • FIGS. 7 to 11 Different geometries of the downstream edges 60 and 61 of the doors 46 and 47 are proposed in FIGS. 7 to 11, making it possible to remedy the drawbacks exposed above with reference to FIG. 2.
  • inverter 40 which differs from that of Figure 4 only by the geometry of the downstream edges 60 and 61 of the doors 46 and 47.
  • the other characteristics of the inverter 40 bear the same reference signs and can therefore be viewed in Figures 4 to 6.
  • the deflection opening has a first portion extending from a first side of this plane PI, in this case on the left side in FIGS. 7 to 11, and a second portion extending on a second side of this plane PI, in this case on the right side in these figures.
  • the second portion of the deflection opening has a surface projected into a projection plane (not shown) greater than a surface, projected into this same projection plane, of the first portion of the deflection opening.
  • the projection plane is perpendicular to the longitudinal central axis A7 of the inverter 40 and to the planes PI and P2.
  • the deflection opening also has a lower portion extending from a first side of the horizontal plane P2 (downwards in FIGS. 7 to 11) and an upper portion extending from a second side. of this plane P2 (upwards in FIGS. 7 to 11).
  • the upper portion has a surface, projected in said projection plane, substantially identical to the surface, projected in this same projection plane, of the lower portion.
  • the fluid leaving the deflection opening of FIG. 8 forms current lines exhibiting substantially identical pressures in vertical planes parallel to the directions Z2 and Z3.
  • the upper portion has a surface projected in the projection plane greater than that of the lower portion.
  • the downstream edges 60 and 61 of the doors 46 and 47 can have different shapes.
  • their projection in said projection plane can define straight or curved lines.
  • a straight line is defined by the downstream edge 60 of the lower door 46 of Figures 7 to 10 and by the downstream edge 61 of the upper door 47 of Figures 7 and 8, while a curved line is defined by the downstream edge 60 of the lower door 46 of FIG. 11 and by the downstream edge 61 of the upper door 47 of FIGS. 9 to 11.
  • the rear section 43 of the fixed structure 41 is routed in a complementary manner in order to reduce air leaks between the downstream edges 60 and 61 doors 46 and 47 and the rear section 43 when the reverser 40 is in the configuration of. direct thrust.
  • the deflection opening has, in a plane (not shown) parallel to the vertical plane PI, a maximum distance XI between the downstream edge 60 of the lower door 46 and the downstream edge 61 of the upper door 47 which is located at an internal lateral end of this deflection opening.
  • this maximum distance XI is located, in the direction Zl, between the vertical plane PI and said internal lateral end of the deflection opening.
  • This lateral end of the deflection opening is said to be internal with reference to its position relative to the fuselage 2 of the aircraft 1 in the application considered here.
  • said maximum distance XI is preferably between ten percent and forty percent of an internal radius X2 of the rear section 43 of the fixed structure 41 (see figure 6).
  • the deflection surface formed by the projection, in said projection plane, of the deflection opening is between three percent and twelve percent of the internal section of the rear section 43, this internal section being equal to this example n (X2) 2 .
  • the planes PI and P2 can be oblique or inclined planes with respect to the vertical and the horizontal and / or can form an angle with each other other than 90 °, provided that the opening of deflection makes it possible to generate a generally asymmetrical flow in the lateral direction Zl in order to be able to preferentially pressurize the vertical stabilizer.
  • the invention is in no way limited to inverters of the type described above.
  • the invention applies in a similar manner to an inverter such as that described in document FR 2 764000 A1.
  • the beams on which the doors are articulated comprise a rear end which delimits part of the outlet d. ejection when the doors are in the closed position, the downstream edge of the doors delimiting another part of the ejection outlet when the latter are in the closed position.
  • the principle of the invention can be implemented in any application requiring to improve the control of the air jets leaving the reverser by reversing. push.
  • the invention is also of interest in applications in which the reverser is fitted to a propulsion unit mounted under a wing of an aircraft.

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Abstract

L'invention se rapporte à un inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif d'aéronef, cet inverseur (40) comprenant une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47) définissant, en configuration d'inversion de poussée, une ouverture de déflexion asymétrique par laquelle une partie du fluide ne servant pas à produire la contre-poussée de freinage de l'aéronef peut sortir de l'inverseur (40) vers l'aval de manière à produire un écoulement asymétrique à l'arrière de l'inverseur (40). Lorsque l'ensemble propulsif est monté en partie arrière du fuselage de l'aéronef, un tel écoulement asymétrique permet notamment d'améliorer l'alimentation de la gouverne de symétrie de l'aéronef en phase d'atterrissage, en particulier par vent de travers.

Description

Description
Titre : Inverseur de poussée comprenant des portes formant en position ouverte une ouverture de déflexion asymétrique
Domaine technique
L'invention se rapporte au domaine des inverseurs de poussée pour nacelle d'ensemble propulsif d'aéronef, et plus spécifiquement au domaine des inverseurs à portes.
De manière non limitative, l'invention présente un intérêt particulier lorsqu'un tel inverseur équipe un ensemble propulsif monté au voisinage d'un empennage, c'est-à-dire généralement en partie arrière du fuselage d'un aéronef.
État de la technique antérieure
Il est représenté à la figure 1 un avion 1 d'affaires conventionnel s'étendant le long d'un axe longitudinal Al. Cet avion 1 comprend un fuselage 2, deux ensembles propulsifs 3 montés en partie arrière du fuselage 2 (un seul ensemble propulsif étant visible à la figure 1), un empennage horizontal 4 et un empennage vertical 5. L'empennage vertical 5 comprend une partie fixe 6, aussi appelée dérive, et une partie mobile 7, aussi appelée gouverne de direction ou de symétrie. La dérive 6 est destinée à stabiliser l'avion 1 autour d'un axe de lacet A2, notamment afin de maintenir l'axe longitudinal Al parallèle à l'axe de la piste en phase d'atterrissage en cas de vent de travers (voir ci-après). La gouverne de symétrie 7 est destinée à contrôler le moment de l'avion 1 autour de l'axe de lacet A2, notamment pour pouvoir maintenir l'axe longitudinal Al parallèle à l'axe de la piste en phase d'atterrissage.
Chacun des ensembles propulsifs 3 comprend un inverseur de poussée ayant une porte supérieure 8 et une porte inférieure 9. A la figure 1, les ensembles propulsifs 3 sont dans une configuration de poussée directe dans laquelle les portes 8 et 9 sont fermées de manière à obturer des ouvertures d'inversion respectives (non représentées sur cette figure).
La figure 2 représente schématiquement les deux ensembles propulsifs (respectivement référencés 3A et 3B) ainsi que l'empennage vertical 5 par rapport audit axe longitudinal Al et à un vent relatif A3. Le vent relatif A3 est le vent généré par la somme du déplacement de l'avion 1 et du vent. A la figure 2, les ensembles propulsifs 3A et 3B sont dans une configuration d'inversion de poussée dans laquelle lesdites portes (non représentées sur cette figure) sont ouvertes de manière à libérer les ouvertures d'inversion correspondantes, à savoir une ouverture d'inversion supérieure 10A associée à la porte supérieure de l'inverseur de l'ensemble propulsif 3A et une ouverture d'inversion supérieure 10B associée à la porte supérieure de l'inverseur de l'ensemble propulsif 3B.
De manière connue en soi, les portes des ensembles propulsifs 3A et 3B en configuration d'inversion de poussée sont configurées pour rediriger dans un sens amont A4 une partie de l'air sortant des ensembles propulsifs 3A et 3B par les ouvertures d'inversion 10A/10B.
La figure 2 illustre une situation d'atterrissage par vent de travers, entraînant un déplacement de l'avion 1 autour de l'axe de lacet A2 de sorte que son axe longitudinal Al forme un angle B1 avec la direction du vent relatif A3.
Dans ces conditions, l'empennage vertical 5 est susceptible d'être soumis à des courants d'air asymétriques, compte tenu notamment des trajectoires respectives des écoulements d'air sortant des ensembles propulsifs 3A et 3B par les ouvertures d'inversion supérieures 10A et 10B.
En effet, une partie de l'air sortant de l'ensemble propulsif 3B, par l'ouverture d'inversion supérieure 10B, s'écoule typiquement selon une trajectoire 11B passant par une région Cl s'étendant le long de l'une des faces de l'empennage vertical 5 située du côté de cet ensemble propulsif 3B. Une partie de l'air sortant de l'ensemble propulsif 3A, par l'ouverture d'inversion supérieure 10A, s'écoule typiquement selon une trajectoire 11A contournant la dérive 6 et traversant également la région Cl. Du côté de l'ensemble propulsif 3A, une région C2 s'étendant le long de l'autre face de l'empennage vertical 5 se retrouve ainsi sous-alimentée en air.
La sous-alimentation en air de la dérive 6 au niveau de la région C2 entraîne une perte de stabilité de l'avion 1. De plus, la gouverne 7 ainsi déventée au niveau de la région C2 présente une efficacité réduite susceptible d'entraîner une perte de contrôlabilité de l'avion 1 et potentiellement une sortie de piste.
Exposé de l'invention
Un but de l'invention est de fournir un inverseur à portes capable d'améliorer la stabilité et la contrôlabilité d'un aéronef lorsque les portes sont ouvertes en phase d'atterrissage, en particulier par vent de travers.
Plus généralement, l'invention vise à procurer un inverseur à portes permettant de mieux maîtriser les écoulements d'air résultant de l'ouverture des portes.
A cet effet, l'invention a pour objet un inverseur de poussée pour ensemble propulsif d'aéronef, cet inverseur présentant un axe central longitudinal et comprenant une structure fixe, une porte inférieure et une porte supérieure, la porte inférieure et la porte supérieure comprenant chacune un bord aval et étant chacune mobile par rapport à la structure fixe, autour d'un axe de rotation respectif, entre :
- une position fermée dans laquelle les portes inférieure et supérieure délimitent avec la structure fixe un conduit d'écoulement, le conduit d'écoulement comprenant une sortie d'éjection délimitée au moins en partie par une extrémité arrière de la structure fixe, les portes inférieure et supérieure en position fermée étant configurées pour pouvoir guider un fluide en écoulement dans le conduit vers sa sortie d'éjection afin de générer une poussée, et
- une position ouverte dans laquelle les portes inférieure et supérieure dégagent chacune une ouverture d'inversion de manière à pouvoir évacuer du conduit d'écoulement une première partie dudit fluide, via ces ouvertures d'inversion, et rediriger au moins une fraction du fluide ainsi évacué vers une extrémité avant de la structure fixe afin de générer une contre-poussée, le bord aval de la porte inférieure et le bord aval de la porte supérieure définissant, lorsque les portes inférieure et supérieure sont en position ouverte, une ouverture de déflexion configurée pour autoriser une deuxième partie dudit fluide à sortir de l'inverseur par cette ouverture de déflexion, l'ouverture de déflexion présentant une première portion s'étendant d'un premier côté d'un premier plan longitudinal médian perpendiculaire à l'axe de rotation des portes inférieure et supérieure et une deuxième portion s'étendant d'un deuxième côté de ce premier plan longitudinal médian.
Selon l'invention, une surface de cette deuxième portion projetée dans un plan de projection perpendiculaire à l'axe central longitudinal est supérieure à une surface de la première portion projetée dans ce plan de projection de manière à produire un écoulement asymétrique, par rapport audit premier plan longitudinal médian, de ladite deuxième partie du fluide sortant de l'inverseur par cette ouverture de déflexion.
Autrement dit, une telle géométrie de l'ouverture de déflexion permet d'éjecter par celle- ci, lorsque les portes sont en position ouverte, une quantité de fluide plus importante d'un côté que de l'autre dudit premier plan longitudinal médian, se traduisant par un gradient de pression dans une direction perpendiculaire au premier plan longitudinal médian. Par comparaison avec un inverseur conventionnel, l'ouverture de déflexion permet ainsi d'augmenter la pression latéralement par rapport à l'axe central longitudinal de l'inverseur.
Lorsque l'inverseur équipe un ensemble propulsif monté en partie arrière du fuselage d'un aéronef et que ladite deuxième portion de l'ouverture de déflexion et l'empennage vertical de cet aéronef sont situés du même côté dudit premier plan longitudinal médian, l'ouverture de déflexion permet ainsi d'augmenter la pressurisation de la dérive et de la gouverne de cet empennage.
Il en résulte une amélioration de la stabilité et la contrôlabilité de l'aéronef, notamment par vent de travers.
Une telle géométrie de l'ouverture de déflexion permet plus généralement de mieux maîtriser les écoulements d'air en configuration d'inversion de poussée.
Dans un mode de réalisation, au moins l'une parmi lesdites première et deuxième portions de l'ouverture de déflexion peut présenter une portion inférieure s'étendant d'un premier côté d'un deuxième plan longitudinal médian et une portion supérieure s'étendant d'un deuxième côté de ce deuxième plan longitudinal médian, cette portion supérieure ayant une surface projetée dans ledit plan de projection supérieure à une surface de ladite portion inférieure projetée dans ce plan de projection de manière à produire un écoulement asymétrique, par rapport au deuxième plan longitudinal médian, de ladite deuxième partie du fluide sortant de l'inverseur par l'ouverture de déflexion.
Cette géométrie optionnelle de l'ouverture de déflexion permet d'obtenir un gradient de pression dans une direction perpendiculaire à l'axe central longitudinal de l'inverseur et passant par le premier plan longitudinal médian, ce qui permet d'augmenter encore davantage la pressurisation de la gouverne de l'empennage vertical qui est typiquement située verticalement au-dessus par rapport à l'axe central longitudinal de l'inverseur.
Il en résulte un accroissement supplémentaire de la contrôlabilité de l'aéronef, notamment par vent de travers.
De préférence, le deuxième plan longitudinal médian peut être perpendiculaire au premier plan longitudinal médian.
Selon une première variante de réalisation, la structure fixe peut comprendre une virole d'éjection annulaire, cette virole d'éjection comprenant un bord de fuite formant ladite extrémité arrière de la structure fixe.
Ainsi, dans un tel mode de réalisation, la sortie d'éjection peut être intégralement délimitée par l'extrémité arrière de la structure fixe dont le bord de fuite est continu.
Une telle structure fixe permet d'améliorer les performances de l'inverseur en configuration de poussée directe par rapport à une structure fixe dans laquelle la sortie d'éjection est délimitée en partie par l'extrémité arrière de la structure fixe et en partie par le bord aval des portes inférieure et supérieure.
Selon une deuxième variante de réalisation, le bord aval de la porte inférieure et le bord aval de la porte supérieure peuvent délimiter une partie respective de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure et supérieure sont en position fermée.
Dans un mode de réalisation, l'ouverture de déflexion peut présenter, dans un plan parallèle au premier plan longitudinal médian, une distance maximale entre le bord aval de la porte inférieure et le bord aval de la porte supérieure comprise entre dix pourcent et quarante pourcent d'un rayon d'une section de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure et supérieure sont en position fermée.
Dans un mode de réalisation, l'ouverture de déflexion peut présenter une surface projetée dans ledit plan de projection comprise entre trois pourcent et douze pourcent d'une surface d'éjection formée par une section de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure et supérieure sont en position fermée.
L'invention a aussi pour objet une nacelle pour ensemble propulsif d'aéronef, cette nacelle comprenant un inverseur tel que décrit ci-dessus.
L'invention a aussi pour objet un ensemble propulsif pour aéronef, cet ensemble propulsif comprenant une telle nacelle.
Enfin, l'invention a aussi pour objet un aéronef comprenant un tel ensemble propulsif.
Dans un mode de réalisation, un fuselage et un empennage de cet aéronef peuvent être situés dudit deuxième côté du premier plan longitudinal médian de l'inverseur.
Cette configuration permet d'améliorer la stabilité et la contrôlabilité de l'aéronef, notamment par vent de travers, pour les raisons exposées ci-dessus.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.
Brève description des dessins
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique, déjà décrite ci-dessus, d'un aéronef de l'art antérieur, cet aéronef comprenant des ensembles propulsifs équipés chacun d'un inverseur de poussée à portes ;
[Fig. 2] est une vue schématique, déjà décrite ci-dessus, de parties de l'aéronef de la figure 1 en phase d'atterrissage par vent de travers, les inverseurs étant dans une configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 3] est une vue schématique en coupe axiale d'un ensemble propulsif d'aéronef ; [Fig. 4] est une vue schématique en perspective d'un inverseur de poussée de l'art antérieur, cet inverseur comprenant des portes en position ouverte correspondant à une configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 5] est une vue schématique en coupe axiale de l'inverseur de la figure 4, en configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 6] est une vue schématique en coupe axiale de l'inverseur de la figure 4, en configuration de poussée directe, les portes étant en position fermée ;
[Fig. 7] est une vue schématique de portes inférieure et supérieure d'un inverseur de poussée selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 8] est une vue schématique de portes inférieure et supérieure d'un inverseur de poussée selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 9] est une vue schématique de portes inférieure et supérieure d'un inverseur de poussée selon un troisième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 10] est une vue schématique de portes inférieure et supérieure d'un inverseur de poussée selon un quatrième mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 11] est une vue schématique de portes inférieure et supérieure d'un inverseur de poussée selon un cinquième mode de réalisation de l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation
Il est représenté à la figure 3 un ensemble propulsif 20 destiné à être monté sur un aéronef tel l'avion 1 de la figure 1.
Dans la présente description, les termes « amont », « aval », « avant » et « arrière » sont définis par rapport à un sens A5 d'écoulement d'air autour de l'ensemble propulsif 20 lorsque celui-ci génère une poussée, c'est-à-dire un sens A5 opposé au sens du déplacement de l'aéronef qu'il propulse.
De manière connue en soi, l'ensemble propulsif 20 comprend une turbomachine 21 carénée par une nacelle 22. Dans cet exemple, la turbomachine 21 est un turboréacteur à double corps et à double flux. Le turboréacteur 21 présente un axe central longitudinal A6 autour duquel s'étendent ses différents composants, en l'occurrence, de l'avant vers l'arrière du turboréacteur 21, une soufflante 23, un compresseur basse pression 24, un compresseur haute pression 25, une chambre de combustion 26, une turbine haute pression 27 et une turbine basse pression 28. Les compresseurs 24 et 25, la chambre de combustion 26 et les turbines 27 et 28 forment un générateur de gaz.
Lors du fonctionnement du turboréacteur 21, un écoulement d'air 30 pénètre dans la nacelle 22 par une entrée d'air en amont de l'ensemble propulsif 20, traverse la soufflante 23 puis se divise en un flux primaire 30A central et un flux secondaire 30B. Le flux primaire 30A s'écoule dans une veine primaire 31A de circulation des gaz traversant le générateur de gaz. Le flux secondaire 30B s'écoule dans une veine secondaire 31B entourant le générateur de gaz et délimitée radialement vers l'extérieur par la nacelle 22.
L'invention se rapporte plus spécifiquement à un inverseur de poussée à portes tel que l'inverseur 40 de la figure 4.
De manière générale, l'inverseur 40 a pour fonction d'inverser une partie de la poussée générée par l'ensemble propulsif 20 afin de freiner l'aéronef lors de son atterrissage.
Bien entendu, l'inverseur 40 peut équiper un ensemble propulsif différent de celui de la figure 3 sans sortie du cadre de l'invention.
En référence à la figure 4, l'inverseur 40 comprend d'une part une structure fixe 41 s'étendant le long d'un axe central longitudinal A7.
La structure fixe 41 comprend dans cet exemple un cadre avant 42, une section arrière 43 et deux poutres 44 reliant le cadre avant 42 et la section arrière 43 l'un à l'autre.
Le cadre avant 42 a une forme annulaire configurée pour relier l'inverseur 40 à la nacelle 22, selon toute technique d'assemblage conventionnelle.
Dans cet exemple, la section arrière 43 a une forme annulaire définissant une virole d'éjection. Cette virole d'éjection 43 définit une extrémité arrière à la fois de l'inverseur 40, de la nacelle 22 et de l'ensemble propulsif 20. Lorsque l'inverseur 40 est monté sur l'ensemble propulsif 20, l'axe central longitudinal A7 de l'inverseur 40 et l'axe central longitudinal A6 de l'ensemble propulsif 20 coïncident.
Le cadre avant 42, la section arrière 43 et les poutres 44 délimitent, radialement vers l'extérieur, un conduit d'écoulement DI pour un fluide provenant d'une partie de l'ensemble propulsif 20 située en amont de l'inverseur 40.
Plus précisément, le fluide susceptible de s'écouler dans le conduit DI est dans cet exemple constitué d'un mélange de gaz sortant de la veine primaire 31A et d'air en provenance de la veine secondaire 31B, c'est-à-dire d'un mélange des flux primaire 30A et secondaire 30B.
Le conduit d'écoulement DI comprend une entrée délimitée par le cadre avant 42 et une sortie d'éjection délimitée par la section arrière 43.
Afin de pouvoir réaliser l'inversion de poussée, la structure fixe 41 comprend dans cet exemple deux ouvertures d'inversion sous forme d'ouvertures radiales.
Chacune de ces ouvertures d'inversion est délimitée, longitudinalement, par le cadre avant 42 et la section arrière 43 et, radialement, par les poutres 44.
L'inverseur 40 de la figure 4 comprend d'autre part une structure mobile sous forme de deux portes 46 et 47 pivotantes.
Les portes 46 et 47 sont respectivement dénommées porte inférieure et porte supérieure, en référence à leur positionnement relatif par rapport à la verticale lorsque l'inverseur 40 est relié à un aéronef en configuration de vol.
Chacune des portes 46 et 47 est mobile par rapport à la structure fixe 41, autour d'un axe de rotation respectif (non représenté), entre une position ouverte, illustrée aux figures 4 et 5, et une position fermée illustrée à la figure 6.
Pour modifier la position des portes 46 et 47, l'inverseur 40 comprend deux vérins 48 et 49 qui sont chacun reliés d'une part au cadre avant 42 de la structure fixe 41 et d'autre part à l'une respective des portes 46 et 47. En référence à la figure 6, dans laquelle les portes 46 et 47 sont en position fermée, chacune des portes 46 et 47 obture l'une respective des ouvertures d'inversion de manière à délimiter, en continuité avec la structure fixe 41, le conduit d'écoulement Dl.
En position fermée, les portes 46 et 47 permettent de guider vers la sortie d'éjection un fluide El pénétrant dans le conduit Dl au niveau du cadre avant 42 et s'écoulant dans le conduit Dl dans une direction globalement parallèle à l'axe central longitudinal A7. Comme indiqué ci-dessus, le flux de fluide El comprend dans cet exemple un mélange des flux primaire 30A et secondaire 30B générés par le fonctionnement du turboréacteur 21.
Dans cette configuration de l'inverseur 40 dans laquelle les portes 46 et 47 sont en position fermée, l'ensemble propulsif 20 peut générer une poussée directe. Cette configuration de l'inverseur 40 est dite de poussée directe, ou encore « jet direct ».
En référence à la figure 5, dans laquelle les portes 46 et 47 sont en position ouverte, les portes 46 et 47 dégagent les ouvertures d'inversion de la structure fixe 41.
Cette position ouverte permet d'évacuer du conduit d'écoulement Dl, via les ouvertures d'inversion, des parties E2 et E3 du fluide El s'écoulant dans le conduit Dl. Elle permet en outre de rediriger au moins une partie E4 et E5 du fluide ainsi évacué vers l'amont, c'est-à- dire en particulier vers le cadre avant 42 de la structure fixe 41 et plus généralement vers l'avant de l'ensemble propulsif 20 et de l'aéronef 1. Le fluide ainsi redirigé vers l'amont génère une contre-poussée.
Pour orienter le fluide vers l'amont, les portes 46 et 47 comprennent chacune une paroi interne 50 ayant une extrémité proximale 51 configurée pour s'étendre radialement au travers du conduit d'écoulement Dl, de manière à empêcher une partie principale du fluide El en écoulement dans le conduit Dl de poursuivre sa trajectoire jusqu'à la sortie d'éjection. L'orientation de la paroi interne 50 est telle que le fluide El ainsi bloqué poursuive sa trajectoire en traversant les ouvertures d'inversion et en ayant au moins une composante orientée vers l'amont. De manière connue en soi, il est possible de maximiser cette composante et d'améliorer les performances en inversion de poussée en plaçant un becquet 52 à une extrémité distale 53 de la paroi interne 50 de chacune des portes 46 et 47.
Lorsque les portes 46 et 47 sont en position ouverte, l'inverseur 40 est dans une configuration dite d'inversion de poussée, aussi appelée « jet inversé ».
Dans la présente description, l'expression « position ouverte » désigne une position d'ouverture maximale telle que représentée aux figures 4 et 5, étant entendu que les portes 46 et 47 occupent transitoirement des positions intermédiaires lors des changements de configuration de l'inverseur 40.
Dans l'inverseur 40 de la figure 4, une fraction E6 du fluide peut toutefois poursuivre sa trajectoire vers la sortie d'éjection lorsque les portes 46 et 47 sont en position ouverte, via une ouverture de fuite délimitée par un bord aval 60 de la porte inférieure 46 et un bord aval 61 de la porte supérieure 47.
Cette fraction de fluide E6 représente typiquement moins de dix pourcent du volume total du fluide El introduit dans le conduit DI et ne réduit pas de manière significative l'effort de contre-poussée généré par les flux E4 et E5 (voir figures 4 et 5).
Dans l'inverseur 40 de la figure 4, les bords aval 60 et 61 des portes 46 et 47 définissent une ouverture de fuite sensiblement symétrique à la fois par rapport à un premier plan longitudinal médian PI et par rapport à un deuxième plan longitudinal médian P2.
Dans cet exemple, le plan vertical PI est un plan vertical passant par l'axe central longitudinal A7 de l'inverseur 40 et par les vérins 48 et 49. Le plan horizontal P2 est un plan horizontal passant aussi par l'axe central longitudinal A7 et étant perpendiculaire au plan vertical PI.
Les figures 4 et suivantes comprennent un référentiel Zl, Z2 et Z3 définissant respectivement des directions latérale, verticale et longitudinale.
Dans ce référentiel, le plan vertical PI est parallèle aux directions Z2 et Z3 et le plan horizontal P2 est parallèle aux directions Zl et Z3. Dans une situation telle celle illustrée à la figure 2, l'incidence d'une telle ouverture de fuite a peu sinon pas du tout d'incidence sur la pressurisation de l'empennage 5.
Il est proposé aux figures 7 à 11 différentes géométries des bords aval 60 et 61 des portes 46 et 47 permettant de remédier aux inconvénients exposés ci-dessus en référence à la figure 2. Dans ce qui suit, il est fait référence à un inverseur 40 qui se distingue de celui de la figure 4 uniquement par la géométrie des bords aval 60 et 61 des portes 46 et 47. Les autres caractéristiques de l'inverseur 40 portent les mêmes signes de référence et peuvent par conséquent être visualisés sur les figures 4 à 6.
Sur chacune des figures 7 à 11, les portes 46 et 47 sont représentées en position ouverte. Les bords aval 60 et 61 définissent une ouverture de déflexion qui se distingue de l'ouverture de fuite de l'inverseur 40 de la figure 4 de la manière décrite ci-après.
Par rapport audit plan vertical PI, l'ouverture de déflexion présente une première portion s'étendant d'un premier côté de ce plan PI, en l'occurrence du côté gauche sur les figures 7 à 11, et une deuxième portion s'étendant d'un deuxième côté de ce plan PI, en l'occurrence du côté droit sur ces figures.
Selon l'invention, la deuxième portion de l'ouverture de déflexion présente une surface projetée dans un plan de projection (non représenté) supérieure à une surface, projetée dans ce même plan de projection, de la première portion de l'ouverture de déflexion. Le plan de projection est perpendiculaire à l'axe central longitudinal A7 de l'inverseur 40 et aux plans PI et P2.
Lorsque l'inverseur 40 est en configuration d'inversion de poussée, une telle ouverture de déflexion permet d'éjecter du conduit DI une fraction de fluide E6 de manière asymétrique, générant plus précisément un effort variable selon la direction latérale Zl.
En positionnant l'inverseur 40 de sorte que ladite deuxième portion de l'ouverture de déflexion (à droite du plan PI sur les figures 7 à 11) soit située du même côté du plan vertical PI que le fuselage 2 et l'empennage 5 de l'aéronef 1, un tel écoulement asymétrique permet d'augmenter la pressurisation de la dérive 6 et de la gouverne 7, notamment par vent de travers. Chacun des modes de réalisations des figures 7 à 11 permet de générer un tel écoulement latéralement asymétrique.
Dans ces exemples, l'ouverture de déflexion présente par ailleurs une portion inférieure s'étendant d'un premier côté du plan horizontal P2 (vers le bas sur les figures 7 à 11) et une portion supérieure s'étendant d'un deuxième côté de ce plan P2 (vers le haut sur les figures 7 à 11).
Dans le mode de réalisation de la figure 8, la portion supérieure présente une surface, projetée dans ledit plan de projection, sensiblement identique à la surface, projetée dans ce même plan de projection, de la portion inférieure. Ainsi, le fluide sortant de l'ouverture de déflexion de la figure 8 forme des lignes de courant présentant des pressions sensiblement identiques dans des plans verticaux parallèles aux directions Z2 et Z3.
Dans chacun des modes de réalisation des figures 7 et 9 à 11, la portion supérieure a une surface projetée dans le plan de projection supérieure à celle de la portion inférieure.
Ces modes de réalisation permettent de générer un écoulement verticalement asymétrique, de manière à accentuer la pression des lignes de courant destinés à atteindre la gouverne.
Les bords aval 60 et 61 des portes 46 et 47 peuvent avoir différentes formes. Notamment, leur projection dans ledit plan de projection peut définir des lignes droites ou courbes.
Dans ces exemples, une ligne droite est définie par le bord aval 60 de la porte inférieure 46 des figures 7 à 10 et par le bord aval 61 de la porte supérieure 47 des figures 7 et 8, tandis qu'une ligne courbe est définie par le bord aval 60 de la porte inférieure 46 de la figure 11 et par le bord aval 61 de la porte supérieure 47 des figures 9 à 11.
Bien entendu, la section arrière 43 de la structure fixe 41 est détourée de façon complémentaire afin de réduire les fuites d'air entre les bords aval 60 et 61 portes 46 et 47 et la section arrière 43 lorsque l'inverseur 40 est en configuration de poussée directe.
Dans chacun des exemples des figures 7 à 10, l'ouverture de déflexion présente, dans un plan (non représenté) parallèle au plan vertical PI, une distance maximale XI entre le bord aval 60 de la porte inférieure 46 et le bord aval 61 de la porte supérieure 47 qui est située à une extrémité latérale interne de cette ouverture de déflexion. Dans l'exemple de la figure 11, cette distance maximale XI est située, selon la direction Zl, entre le plan vertical PI et ladite extrémité latérale interne de l'ouverture de déflexion.
Cette extrémité latérale de l'ouverture de déflexion est dite interne en référence à sa position par rapport au fuselage 2 de l'aéronef 1 dans l'application ici envisagée.
Pour obtenir une pressurisation satisfaisante de l'empennage 5 sans réduire significativement la contre-poussée, ladite distance maximale XI est de préférence comprise entre dix pourcent et quarante pourcent d'un rayon interne X2 de la section arrière 43 de la structure fixe 41 (voir figure 6).
Il est par ailleurs préféré que la surface de déflexion constituée par la projection, dans ledit plan de projection, de l'ouverture de déflexion soit comprise entre trois pourcent et douze pourcent de la section interne de la section arrière 43, cette section interne valant dans cet exemple n(X2)2.
Les modes de réalisation qui viennent d'être décrits ne sont nullement limitatifs. Par exemple, les plans PI et P2 peuvent être des plans obliques ou inclinés par rapport à la verticale et à l'horizontale et/ou peuvent former l'un avec l'autre un angle différent de 90°, pourvu que l'ouverture de déflexion permette de générer un écoulement globalement asymétrique selon la direction latérale Zl afin de pouvoir pressuriser préférentiellement l'empennage vertical.
L'invention n'est aucunement limitée à des inverseurs du type décrit ci-dessus. Par exemple, l'invention s'applique de manière analogue à un inverseur tel celui décrit dans le document FR 2 764000 Al. Dans ce cas, les poutres sur lesquelles sont articulées les portes comprennent une extrémité arrière qui délimite une partie de la sortie d'éjection lorsque les portes sont en position fermée, le bord aval des portes délimitant une autre partie de la sortie d'éjection lorsque celles-ci sont en position fermée.
Plus généralement, le principe de l'invention peut être mis en œuvre dans toute application nécessitant d'améliorer le contrôle des jets d'air sortant de l'inverseur en inversion de poussée. Par exemple, l'invention présente aussi un intérêt dans des applications dans lesquelles l'inverseur équipe un ensemble propulsif monté sous une aile d'un aéronef.

Claims

Revendications
1. Inverseur de poussée (40) pour ensemble propulsif (20) d'aéronef (1), cet inverseur (40) présentant un axe central longitudinal (A7) et comprenant une structure fixe (41), une porte inférieure (46) et une porte supérieure (47), la porte inférieure (46) et la porte supérieure (47) comprenant chacune un bord aval (60, 61) et étant chacune mobile par rapport à la structure fixe (41), autour d'un axe de rotation respectif, entre :
- une position fermée dans laquelle les portes inférieure (46) et supérieure (47) délimitent avec la structure fixe (41) un conduit d'écoulement (Dl), le conduit d'écoulement (Dl) comprenant une sortie d'éjection délimitée au moins en partie par une extrémité arrière (43) de la structure fixe (41), les portes inférieure (46) et supérieure (47) en position fermée étant configurées pour pouvoir guider un fluide (El) en écoulement dans le conduit (Dl) vers sa sortie d'éjection afin de générer une poussée, et
- une position ouverte dans laquelle les portes inférieure (46) et supérieure (47) dégagent chacune une ouverture d'inversion de manière à pouvoir évacuer du conduit d'écoulement (Dl) une première partie (E2, E3) dudit fluide, via ces ouvertures d'inversion, et rediriger au moins une fraction (E4, E5) du fluide ainsi évacué vers une extrémité avant (42) de la structure fixe (41) afin de générer une contre-poussée, le bord aval (60) de la porte inférieure (46) et le bord aval (61) de la porte supérieure (47) définissant, lorsque les portes inférieure (46) et supérieure (47) sont en position ouverte, une ouverture de déflexion configurée pour autoriser une deuxième partie (E6) dudit fluide à sortir de l'inverseur (40) par cette ouverture de déflexion, l'ouverture de déflexion présentant une première portion s'étendant d'un premier côté d'un premier plan longitudinal médian (PI) perpendiculaire à l'axe de rotation des portes inférieure (46) et supérieure (47) et une deuxième portion s'étendant d'un deuxième côté de ce premier plan longitudinal médian (PI), cet inverseur (40) étant caractérisé en ce qu'une surface de cette deuxième portion projetée dans un plan de projection perpendiculaire à l'axe central longitudinal (A7) est supérieure à une surface de la première portion projetée dans ce plan de projection de manière à produire un écoulement asymétrique, par rapport audit premier plan longitudinal médian (PI), de ladite deuxième partie (E6) du fluide sortant de l'inverseur (40) par cette ouverture de déflexion.
2. Inverseur (40) selon la revendication 1, dans lequel au moins l'une parmi lesdites première et deuxième portions de l'ouverture de déflexion présente une portion inférieure s'étendant d'un premier côté d'un deuxième plan longitudinal médian (P2) et une portion supérieure s'étendant d'un deuxième côté de ce deuxième plan longitudinal médian (P2), cette portion supérieure ayant une surface projetée dans ledit plan de projection supérieure à une surface de ladite portion inférieure projetée dans ce plan de projection de manière à produire un écoulement asymétrique, par rapport au deuxième plan longitudinal médian (P2), de ladite deuxième partie (E6) du fluide sortant de l'inverseur (40) par l'ouverture de déflexion.
3. Inverseur (40) selon la revendication 2, dans lequel le deuxième plan longitudinal médian (P2) est perpendiculaire au premier plan longitudinal médian (PI).
4. Inverseur (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la structure fixe (41) comprend une virole d'éjection (43) annulaire, cette virole d'éjection (43) comprenant un bord de fuite formant ladite extrémité arrière de la structure fixe (41).
5. Inverseur (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le bord aval (60) de la porte inférieure (46) et le bord aval (61) de la porte supérieure (47) délimitent une partie respective de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure (46) et supérieure (47) sont en position fermée.
6. Inverseur (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'ouverture de déflexion présente, dans un plan parallèle au premier plan longitudinal médian (PI), une distance maximale (XI) entre le bord aval (60) de la porte inférieure (46) et le bord aval (61) de la porte supérieure (47) comprise entre dix pourcent et quarante pourcent d'un rayon (X2) d'une section de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure (46) et supérieure (47) sont en position fermée.
7. Inverseur (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l'ouverture de déflexion présente une surface projetée dans ledit plan de projection comprise entre trois pourcent et douze pourcent d'une surface d'éjection formée par une section de ladite sortie d'éjection lorsque les portes inférieure (46) et supérieure (47) sont en position fermée.
8. Nacelle (22) pour ensemble propulsif (20) d'aéronef (1), cette nacelle (22) comprenant un inverseur (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
9. Ensemble propulsif (20) pour aéronef (1), cet ensemble propulsif (20) comprenant une nacelle (22) selon la revendication 8.
10. Aéronef (1) comprenant un fuselage (2), un empennage (5) et un ensemble propulsif (20) selon la revendication 9, le fuselage (2) et l'empennage (5) étant situés dudit deuxième côté du premier plan longitudinal médian (PI) de l'inverseur (40).
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PCT/FR2020/052545 WO2021136899A1 (fr) 2020-01-02 2020-12-18 Inverseur de poussée comprenant des portes formant en position ouverte une ouverture de déflexion asymétrique

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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2764000A1 (fr) 1997-06-03 1998-12-04 Hurel Dubois Avions Structure d'ejection equipee d'un inverseur de poussee a deux portes arriere et a section de sortie plane
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