FR2919268A1 - Avion a decollage court - Google Patents

Abstract

Un avion apte à réaliser des décollages et atterrissages courts comporte principalement un fuselage (10), une aile (20) fixée au fuselage, un empennage horizontal avant (30) fixé au fuselage (10) du côté de l'extrémité avant du fuselage et au moins deux réacteurs (51a, 51b) de propulsion.Suivant l'architecture proposée les moteurs de propulsion (51a, 51b) sont agencés côte à côte au-dessus du fuselage (10) dans une partie arrière (11) du dit fuselage de largeur au moins égale à la largeur du groupe propulsif, un dispositif de volets de fuselage (60) est agencé à l'arrière du fuselage de telle sorte que les volets de fuselage (61a, 61b) prennent au moins une position dans laquelle les volets sont sensiblement dans un plan horizontal et à prendre au moins une position hyspersustentée dans laquelle les volets sont braqués vers le bas de telle sorte que le souffle (58, 59) créé par les réacteurs (51a, 51b) soit canalisé vers la surface supérieure des volets de fuselage pour induire un effet de soufflage.

Description

Avion à décollage court La présente invention appartient au domaine des

avions destinés à atterrir et à décoller sur des pistes relativement courtes. En particulier l'invention est relative à avion de transport civil dont l'agencement combiné du fuselage, des différentes surfaces aérodynamiques et des moteurs de propulsion permet de réaliser un avion apte à opérer sur des terrains de longueurs limitées et de respecter les contraintes de certification des aéronefs civils en particulier dans des cas de décollage et d'approche avec une panne d'un moteur. L'avion suivant l'invention permet en outre de réaliser des décollages et 10 des approches avec des impacts de bruit au sol réduits ce qui s'avère essentiel lors de l'utilisation de l'avion dans des environnements où la population est concentrée tels que des environnements montagneux ou des îles.

Pour diminuer les distances de décollage et d'atterrissage des avions dont 15 la portance est assurée par une aile ou par un ensemble de surfaces aérodynamiques porteuses, la solution la plus généralement utilisée consiste à mettre en oeuvre des moyens qui permettent de diminuer les vitesses minimales de vol. En effet diminuer les vitesses minimales de vol permet pour un avion de 20 limiter la distance d'accélération au sol pendant la phase de décollage et la distance de décélération au sol pendant la phase d'atterrissage. Augmenter Ila poussée fournie par des moteurs de propulsion, plus particulièrement le rapport poussée des moteurs sur poids de l'avion, est également une solution pratique pour diminuer les distances de décollages grâce 25 à une plus forte accélération pour atteindre une vitesse de décollage mais l'augmentation de la poussée trouve rapidement des limites économiques, en particulier dans le domaine des avions de transport civil, et provoque des nuisances sonores qui ne sont plus aujourd'hui acceptables dans les environnements aéroportuaires.

Une première technique largement utilisée pour augmenter la portance des avions consiste à agencer sur les surfaces portantes, les ailes en particulier, des éléments hypersustentateurs qui ont pour effet de repousser les phénomènes de décrochage à des valeurs de coefficients de portance supérieurs à celles possibles avec une surface portante non pourvue de tels dispositifs hypersustentateurs. Les dispositifs hypersustentateurs de bord de fuite, ou volets de courbure 10 également dits volets, et de bord d'attaque, ou becs, sont largement utilisés sur les avions de transport civils. Ainsi pour un avion civil conventionnel dont l'aile à un coefficient de portance autour de 1,6 sans dispositif hypersustentateur (configuration dite lisse), il est obtenu en pratique des coefficients de portance entre 2,5 et 3 15 lorsque des dispositifs hypersustentateurs sont déployés pour des configurations d'atterrissage. En pratique l'augmentation obtenue pour la portance maximale d'une aile d'avion dépend de la complexité des systèmes hypersustentateurs et de l'extension en corde et en envergure des dits systèmes. 20 De nombreuses formes d'hypersustentateurs, volets simples, doubles ou triples, avec ou sans fente, becs avec ou sans extension, avec ou sans fente, sont connues mais d'une part il est difficile en pratique d'obtenir des coefficients de portance supérieurs à 3,5 et d'autre part l'obtention d'un coefficient de portance élevé s'accompagne de systèmes hypersustentateurs complexes donc lourds, 25 chers à réaliser et chers à entretenir. Enfin les dispositifs hypersustentateurs complexes sont des sources de traînées parasites qui détériore la finesse de vol de l'avion en phase de croisière, en configuration lisse. La solution des hypersustentateurs conventionnels s'avère donc 30 insuffisante pour résoudre les problèmes rencontrés par un avion de transport civil devant opérer depuis des pistes courtes dans des environnements urbanisés et conserver des performances en croisière conformes aux attentes pour un avion 2 de ligne. Une deuxième technique, associée à la première, pour augmenter la portance d'une aile est connue sous la désignation de soufflage de volets ou de soufflage d'extrados de voilure.

Cette technique permet en accélérant l'écoulement de l'air sur des surfaces aérodynamiques d'obtenir des portances supérieures à celles associées à la simple vitesse d'avancement de l'avion dans la masse d'air. De nombreuses variantes de soufflage existent. Pour les avions à hélice dont les moteurs sont fixés sur l'aile, cette technique est relativement pratique à mettre en oeuvre puisque naturellement le souffle généré par les hélices concerne l'aile et les volets de bord de fuite. Sur l'avion de transport Bréguet 941, ce phénomène a été exploité pour obtenir des performances de décollage remarquables. Pour les avions propulsés par des réacteurs, les techniques réalisées ou imaginées consistent à utiliser les flux de jet des réacteurs ou un flux d'air prélevé sur les réacteurs pour réaliser le soufflage de volets (comme sur l'avion cargo C17 de Mc Donnell Douglas, ou sur l'avion expérimental YC15 du même constructeur) ou de l'extrados de l'aile (comme sur l'avion expérimental Nasa QSRA).

Ces techniques de soufflage si elles permettent d'envisager des coefficients de portance très augmentés jusqu'à un coefficient de portance de 8 voire plus, ne sont cependant pas exemptes de défauts. Un premier problème est lié au fait que les installations motrices doivent être conçues pour un soufflage efficace dans les configurations basses vitesses de l'avion ce qui a pour effet de pénaliser les conditions de croisière pendant laquelle ces dispositifs sont inutiles, en particulier en augmentant la masse et la traînée de l'avion et en dégradant le rendement propulsif. Un second problème est lié aux conditions extrêmes dans lesquelles fonctionnent les complexes dispositifs hypersustentateurs qui, soumis aux souffles des réacteurs, subissent un vieillissement structural accéléré. Un troisième problème concerne le contrôle de l'avion en cas de défaillance d'un moteur lors d'une phase de décollage ou d'approche. Dans ce cas le risque d'une dissymétrie de portance entre le côté de l'aile portant le moteur en panne et l'autre côté de l'aile génère un couple de roulis qui risque d'entraîner la perte de contrôle de l'avion. Pour limiter les conséquences d'une panne d'un moteur, les solutions connues réalisent des couplages de moteurs, par exemple en utilisant un arbre de couplage des hélices sur le Bréguet 941, ou des solutions cherchant à rétablir un équilibre des portances de chaque côté de l'aile en modifiant les configurations des volets, solutions restant en général complexes. Non seulement de telles solutions s'avèrent coûteuses mais en outre les conséquences d'une panne moteur qui conduirait à perdre le contrôle de l'avion rendent de tels dispositifs extrêmement difficiles à certifier sur des avions de transport civil, ce qui explique en partie que seuls des avions expérimentaux ou des avions militaires ont mis en oeuvre de telles solutions. Une troisième technique pour augmenter la portance d'un avion consiste à utiliser une partie de la poussée des moteurs pour compenser une partie du poids de l'avion. Suivant cette méthode dite de poussée vectorielle, les jets des réacteurs d'un avion sont inclinés vers le bas, en général déviés de telle sorte qu'une composante de la poussée des moteurs soit orientée vers le bas. L'avion militaire Harrier de Hawker Siddley Aviation est un cas d'application abouti de la poussée vectorielle qui permet même à cet avion à réaction de décoller et de se poser verticalement au prix d'un rapport poussée sur poids supérieur à 1 ce qui n'est pas économiquement envisageable sur un avion civil de transport. Il apparaît donc qu'aucune des solutions connues ne permet d'atteindre des coefficients de portance élevés, supérieurs à ceux obtenus sur les avions de transport civils actuels, nécessaires pour un avion à décollages et atterrissages courts dans des conditions acceptables pour un avion de transport civil en terme de pénalités de performances en croisière, de masses et de coûts, et de certification.

La présente invention a précisément pour objectif de définir une architecture d'avion dont l'agencement permet d'obtenir les portances élevées nécessaires à des décollages et atterrissages raccourcis par rapport à un avion conventionnel civil de dimensions similaires tout en maîtrisant le contrôle de l'avion en cas de panne d'un moteur. Pour cela un avion suivant l'invention comprend un fuselage, au moins une aile fixée au fuselage, un empennage horizontal avant, dit empennage canard, fixé au fuselage du côté de l'extrémité avant du fuselage et deux ou plus 5 réacteurs de propulsion. Suivant l'agencement proposé par l'invention : -les moteurs de propulsion sont agencés côte à côte dans un ensemble propulsif placé au-dessus du fuselage dans une partie arrière dudit fuselage, et ; 10 la partie arrière comporte, au moins dans la zone de l'ensemble propulsif une largeur au moins égale à la largeur dudit groupe propulsif, et ; un dispositif de volets de fuselage est agencé à l'arrière de la partie arrière du fuselage de telle sorte qu'au moins un volet de fuselage 15 soit apte à prendre au moins une première position dans laquelle ledit au moins un volet est sensiblement dans un plan horizontal par rapport à des axes de référence de l'avion et à prendre au moins une seconde position, dite position hyspersustentée, dans laquelle le au moins un volet est braqué suivant un angle de braquage vers le 20 bas dans des axes liés à l'avion par rapport à la première position ; de telle sorte qu'un souffle créé par des jets des réacteurs soit canalisé vers une surface supérieure du ou des volets de fuselage pour induire un effet de soufflage du ou des volets. Pour augmenter les capacités de portance du dispositif de volets de 25 fuselage, de préférence chaque volet de fuselage comporte au moins un volet complémentaire de bord de fuite. Afin de ne pas pénaliser les phases de vol en croisière lorsqu'il n'est pas nécessaire de disposer de coefficients de portance élevés, avantageusement les volets du dispositif cle volets de fuselage comportent une position dans laquelle 30 les volets sont rétractés en tout ou partie dans un volume intérieur de la partie arrière du fuselage.

Par exemple lorsque des volets complémentaires de bord de fuite sont mis en oeuvre, le dispositif de volets de fuselage comporte une position dans laquelle les volets de fuselage sont rétractés en partie dans un volume intérieur de la partie arrière du fuselage de telle sorte que les volets complémentaires de bord de fuite puissent être actionnés afin de fournir un organe de contrôle en tangage pour l'avion. De préférence pour améliorer la contrôlabilité de l'avion en cas de panne d'un moteur, le dispositif de volets de fuselage comporte au moins un ensemble de volets de fuselage indépendants pour chaque moteur, agencé sur le fuselage sensiblement à l'arrière du moteur considéré. Avantageusement pour équilibrer le couple à piquer du dispositif de volets de fuselage lorsque ledit dispositif est en configuration hypersustentée, l'empennage canard, qui peut être d'un type monobloc, c'est à dire avec un angle de braquage variable par rapport au fuselage, ou d'un type avec des gouvernes articulées au bord de fuite, est pourvu de dispositifs d'augmentation de portance maximale, avantageusement pouvant être rétractés pour ne pas pénaliser la traînée en croisière lorsque l'avion est en configuration lisse. Pour réaliser un soufflage efficace des volets de fuselage, l'ensemble propulsif comporte des structures formant des canaux aérodynamiques dans lesquels le jet de chaque réacteur est canalisé depuis le réacteur considéré jusqu'à une sortie de canal proche de l'extrémité la partie arrière du fuselage. Les structures de l'ensemble propulsif comportent notamment des structures fixes par rapport au fuselage, une première structure ou partie de structure déterminant des entrées d'air des réacteurs et une seconde structure ou partie de structure déterminant des parois de séparation entre des canaux voisins associés à des moteurs voisins et de préférence les réacteurs sont fixés à la structure fixe formant l'entrée d'air des dits réacteurs pour bénéficier des modes de fixation conventionnels des réacteurs. Pour atteindre un niveau de sécurité suffisant dans un tel montage côte à côte de moteurs, la structure déterminant des parois de séparation entre des canaux voisins comporte, au moins localement, des renforcements pour assurer la protection d'un réacteur vis à vis de projections provenant d'un autre réacteur voisin. Afin de modifier la position des jets des réacteurs en fonctionnement et de s'approcher au mieux en permanence d'une configuration avion symétrique pour le soufflage des volets de fuselage lorsqu'un moteur est en panne, des éléments mobiles de déviation de l'écoulement aérodynamique, dits déflecteurs, sont agencés sensiblement verticaux dans les canaux aérodynamiques formés par les structures de l'ensemble propulsif. De préférence les déflecteurs comportent des premiers éléments de déviation entraînés en rotation par rapport au fuselage autour d'un axe de rotation sensiblement vertical par rapport à l'avion et chaque élément de déviation comporte au moins un second élément redresseur de flux aérodynamique en arrière dudit premier élément de déviation, ledit second élément redresseur étant fixé articulé au dit premier élément de déviation au moins suivant un déplacement angulaire autour d'un axe parallèle à l'axe de rotation du dit premier élément par rapport au fuselage, ou bien ledit second élément redresseur étant fixé, articulé ou non articulé, à une structure de l'avion. Suivant que les moteurs sont tous en fonctionnement ou qu'un moteur est en panne, les déflecteurs comportent une première position dans lequel le jet des réacteurs n'est pas dévié lorsque tous les réacteurs sont en fonctionnement et comportent au moins une seconde position déviée lorsque l'un des réacteurs est en panne. Suivant que les volets de fuselage sont de braquages uniformes ou non en fonction de leur position en Y sur le fuselage, les déflecteurs comportent une première position dans lequel le jet des réacteurs n'est pas dévié lorsque les braquages des volets sont uniformes et comporte au moins une seconde position déviée lorsque les braquages des volets ne sont pas uniformes afin de répartir le soufflage pour obtenir la meilleur portance du système de volets de fuselage. Pour permettre une maintenance aisée des éléments de l'ensemble propulsif, des ouvertures comportant des trappes de maintenance sont agencées dans la paroi du fuselage sous la partie arrière du fuselage au niveau d'actionneurs et de mécanismes d'entraînement des déflecteurs et des puits de maintenance traversant sensiblement verticalement le fuselage sont agencés 7 dans la partie arrière du fuselage sensiblement à la verticale des moteurs, chaque puits étant de dimensions suffisantes pour permettre le passage d'un moteur.

La description détaillée d'exemples de réalisation de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent schématiquement : Figures la et lb : vues d'ensemble en perspective d'un avion suivant l'invention en configuration de vol en croisière (figure la) et en configuration hypersustentée pour le décollage ou l'atterrissage (figure lb) ; Figure 2a : une vue de côté de l'avion de la figure lb ; Figure 2b : une vue de dessus de l'avion de la figure lb ; Figure 2c : une vue de face de l'avion de la figure lb ; Figures 3a et 3b : vues perspectives de détails de l'agencement de la partie arrière du fuselage de l'avion suivant l'invention, illustré capots supérieurs ouverts ; Figures 4a et 4b : vues capots mobiles enlevés de la partie arrière du fuselage de l'avion de la figure la illustrant la configuration des éléments arrières en position croisière, vue de profil figure 4a et vue de dessus figure 4b ; Figures 5a et 5b : vues capots mobiles enlevés de la partie arrière du fuselage de l'avion de la figure lb illustrant la configuration des éléments arrières en position hypersustentée, vue de profil figure 5a et vue de dessus figure 5b ; Figure 6 : vue capots mobiles enlevés de la partie arrière du fuselage de l'avion suivant l'invention en configuration hypersustentée avec un moteur en panne ; Figure 7 : illustration des trappes mobiles sous la partie arrière du fuselage.

La présente description d'un mode préféré de réalisation de l'invention n'est donnée qu'à titre d'exemple non limitatif de réalisation de l'invention.

Comme illustré sur la figure la, un avion 1 suivant l'invention comporte un fuselage 10, une aile 20, un empennage horizontal 30 situé en avant de l'aile par rapport à un sens de vol de l'avion, dit empennage canard, un empennage vertical 40 situé dans la partie arrière du fuselage et un ensemble propulsif 50 comportant des réacteurs de propulsion fixés dans la partie arrière du fuselage 10 sur le dessus duclit fuselage. Pour les besoins de la description il est fait référence à trois axes principaux d'un repère avion conventionnel : - un axe X parallèle à l'axe longitudinal du fuselage orienté 10 positivement vers l'avant de l'avion ; un axe Z perpendiculaire à l'axe X parallèle à un plan de symétrie vertical de l'avion, orienté positivement vers le bas ; un axe Y perpendiculaire au plan déterminé par les directions X et Z, orienté positivement vers la droite de l'avion. 15 L'aile s'étend donc en envergure essentiellement suivant la direction de l'axe Y et le fuselage en longueur essentiellement suivant la direction de l'axe X et en largeur suivant la direction de l'axe Y. Dans la suite de l'exposé, sauf évidence contraire, le terme portance est utilisé pour désigner une force aérodynamique orientée vers le haut de l'avion 20 dont une composante essentielle s'oppose au poids et le terme déportante est utilisé pour désigner une force aérodynamique orientée vers le bas de l'avion dont une composante essentielle est orientée dans le sens du poids de l'avion. La figure illustre l'avion 1 dans une configuration aérodynamique de croisière, dite configuration lisse. 25 Le fuselage 10, dans sa partie arrière 11 au moins, présente une largeur sensiblement constante, ladite largeur étant au moins suffisante pour que les moteurs soient installés au-dessus du fuselage les uns à côté des autres dans le sens de la largeur du fuselage. Dans l'exemple de réalisation présenté sur les figures, l'avion comporte 30 deux réacteurs toutefois des configurations comportant un nombre plus important de moteurs peuvent être réalisées.

Avantageusement, comme il ressort de l'illustration de la figure 2b, le fuselage 10 est de largeur sensiblement constante en arrière d'une partie évolutive avant, ce qui permet de réaliser une cabine spacieuse pour des passagers ou pour une charge utile cargo et de disposer d'une partie de fuselage entre la partie évolutive avant et la partie arrière 11 sensiblement cylindrique ce qui peut s'avérer préférable en terme de réalisation structurale et de facilités pour la définition des aménagements intérieurs de la cabine. L'aile 20 est fixée au fuselage 10 en partie haute du dit fuselage et l'empennage canard 30 est fixé en partie basse du fuselage.

D'autres configurations aérodynamiques sont possibles, par exemple aile basse et empennage canard haut, ces choix relevant de compromis entre des contraintes aérodynamiques (interférences aérodynamiques entre l'empennage et l'aile), des contraintes de structures (transfert des efforts dans la structure du fuselage) et d'aménagements, contraintes pouvant conduire à des compromis différents suivant les missions de l'avion et ses dimensions. La figure lb illustre l'avion de la figure la dans une configuration dite hypersustentée, c'est à dire une configuration dans laquelle des dispositifs ayant pour but d'augmenter les capacités de portance de l'avion sont dans des positions correspondant à des portances augmentées.

Trois ensembles de dispositifs destinés à augmenter la portance de l'avion sont agencés sur l'aile pour un premier ensemble, dit dispositif d'augmentation de portance voilure, à l'arrière du fuselage pour un deuxième ensemble, dit dispositif de volets de fuselage 60, et à l'avant de l'avion sur l'empennage canard pour un troisième ensemble, dit dispositif d'augmentation de portance d'empennage horizontal. Le dispositif d'augmentation de portance voilure correspond à des moyens conventionnels d'augmentation de la portance de l'aile d'un avion, c'est à dire essentiellement des volets de courbure 23 du coté d'un bord de fuite 21 de l'aile et des becs 24 du coté d'un bord d'attaque 22 de l'aile 20.

De préférence, les volets 23 et les becs 24 sont définis avec des dimensions, des formes et des principes connus pour favoriser la création de forts coefficients de portance.

En particulier les extensions des volets 23 et des becs 24 dans le sens de l'envergure de l'aile 20 sont maximales, c'est à dire que les dits becs et volets s'étendent avec le minimum de discontinuité entre des emplantures de l'aile coté fuselage et des extrémités en envergure de l'aile (éloignées du fuselage suivant 5 l'axe Y). Cette extension maximale pratiquement sans discontinuité suivant l'envergure est rendue possible notamment par l'absence de moteur fixé à l'aile. Le dispositif 60 de volets de fuselage comporte essentiellement des volets mobiles positionnés dans le prolongement de la partie arrière 11 du 10 fuselage. Les dits volets sont agencés de telle sorte qu'un flux d'air, rejeté vers l'arrière de l'avion par des réacteurs 51a, 51b de l'ensemble propulsif 50 placé au-dessus du fuselage 10, s'écoule sur des faces supérieures des volets. Par l'effet obtenu, dit soufflage, les volets d'une part produisent une 15 portance plus élevée à braquage donné qu'en absence de soufflage et d'autre part sont en mesure d'être défléchis vers le bas avec des angles de braquage élevés par rapport à un axe de référence sensiblement horizontal du fuselage, parallèle à l'axe X, ce qui conduit globalement à des coefficients de portance élevés grâce à l'effet aérodynamique connu sous le nom d'effet Coanda du nom 20 de l'aérodynamicien Henry Coanda qui a mis cet effet en évidence. Ainsi le dispositif 60 de volets de fuselage participe à l'augmentation de la portance générale de l'avion. Le fonctionnent du dit dispositif de volets de fuselage sera détaillé dans la suite de la description. 25 Le troisième ensemble ou dispositif d'augmentation de portance d'empennage horizontal correspond à des moyens conventionnels d'augmentation de la portance maximale d'une surface porteuse, c'est à dire par exemple, de la même manière que sur une aile, à des becs de bord d'attaque et ou à des volets de bord de fuite, qui sont associés à l'empennage canard. Sur 30 l'exemple des illustrations seuls sont représentés des volets 31 de bords de fuite de l'empennage avant 30. L'utilisation d'un empennage canard dans le cadre d'un avion à décollage et atterrissage court présente l'avantage connu de travailler dans le sens d'une création de portance pour créer un couple à cabrer de l'avion ce qui a pour effet de participer positivement à la portance de l'avion lorsque des volets de bord de fuite sont utilisés sur une aile en raison d'un couple à piquer généré par de tels volets, alors qu'un empennage horizontal conventionnel arrière équilibre un tel couple à piquer par une déportance de l'empennage qui diminue d'autant la portance totale de I"avion. En outre lors d'une rotation au décollage l'empennage canard crée une portance pour provoquer la mise en incidence de l'aile alors qu'un empennage 10 arrière crée, pour obtenir le même résultat, une déportance. Dans le cas de la configuration hypersustentée de l'avion 1, le dispositif de volets de fuselage 60 induit, du fait de la création d'une portance à l'arrière du fuselage, un couple à piquer qui nécessite une augmentation de la portance de l'empennage canarcl pour équilibrer l'avion suivant un axe de tangage parallèle à 15 l'axe Y, ce qui est favorable à l'augmentation totale de portance recherchée. Dans le cas de la configuration lisse de l'avion, les volets de fuselage ne sont pas utilisés pour créer une portance additionnelle et avantageusement le dispositif d'augmentation de portance d'empennage horizontal peut être dans une position rétractée, comme illustré sur la figure la, et servir de gouverne de profondeur 20 pour le contrôle en tangage de l'avion. Pour assurer le contrôle longitudinal de l'avion, l'empennage canard est entièrement mobile, empennage dit monobloc, ou bien est pourvu d'une gouverne articulée de bord de fuite. Comme il vient d'être compris, le fonctionnement du dispositif de volets 25 de fuselage 60, associé à l'ensemble propulsif 50, est essentiel pour la présente invention. Afin de créer une portance élevée pendant les phases de décollage et d'atterrissage, portance venant se combiner avec la portance des surfaces aérodynamiques de l'aile et de l'empennage canard utilisant des moyens 30 conventionnels d'augmentation de la portance maximale, le dispositif de volets de fuselage 60 comporte des volets de fuselage 61a, 61b à l'arrière du fuselage 10, les dits volets étant articulés par rapport au fuselage 10 afin de pouvoir être orientés au moins entre une première position sensiblement suivant l'axe du fuselage, c'est à dire sensiblement horizontaux dans des axes liés à l'avion, et une seconde position inclinée vers le bas. De préférence le dispositif de volets de fuselage 60 comporte au moins un volet 61a, 61b de fuselage sensiblement situé dans le prolongement de chaque réacteur, 5:La, 51b respectivement, de l'ensemble propulsif 50 de sorte que le flux d'air accéléré par les réacteurs accélère, c'est à dire souffle, l'air qui passe sur une surface supérieure, l'extrados, du volet lorsque ledit volet est dans une position dite position sortie. Le soufflage est connu comme une méthode permettant d'augmenter la portance à braquage donné ainsi que l'angle de braquage maximal d'un volet, et donc le coefficient de portance maximal possible, en repoussant les conditions d'apparition des décollements aérodynamiques grâce à l'effet Coanda. Avantageusement chaque volet de fuselage 61a, 61b comporte en outre un volet complémentaire de bord de fuite 62a, 62b apte à augmenter la déflexion totale du dispositif de volets de fuselage 60 dans des conditions aérodynamiques satisfaisantes. Les volets complémentaires de bord de fuite 62a, 62b sont par exemple des volets simplement articulés sur les volets de fuselage 61a, 61b ou des volets à fente et comporte eux même le cas échéant des volets complémentaires de bord de fuite (non représentés). Les volets 61a, 61b, 62a, 62b du dispositif de volets de fuselage 60 comportent, outre Ila position sortie telle que décrite précédemment et dans laquelle les volets peuvent être braqués, une position, dite position rétractée, dans laquelle d'une part les volets sont orientés pour être sensiblement dans le prolongement de la partie arrière du fuselage à laquelle les volets de fuselage 61a, 61b sont articulés et d'autre part sont logés, au moins partiellement, à l'intérieur du fuselage. Dans une fonction principale le dispositif de volets de fuselage 60 est utilisé en configuration hypersustentée pour générer une portance aérodynamique essentiellement destinée à participer à la portance globale de l'avion. Dans une fonction accessoire éventuelle, le dispositif de volet de fuselage 60 est utilisé en outre pour assurer en coopération avec l'empennage canard le contrôle longitudinal de l'avion. En configuration hypersustentée le braquage de volets 61a, 61b, 62a, 62bdu dispositif de volets de fuselage 60 est modulé pour agir sur le couple de contrôle en tangage à des fins de pilotage ou de stabilité et, le cas échéant, pour participer à un contrôle en roulis de l'avion en réalisant un braquage différents de volets situés de part et d'autre du plan de symétrie vertical XZ de l'avion. En configuration lisse, une partie du dispositif de volets de fuselage 60 est alors maintenu, au moins dans certaines phases de vol, en dehors du fuselage et le braquage de volets 61a, 61b, 62a, 62b du dispositif de volets de fuselage 60, de préférence les volets complémentaires de bord de fuite 62a, 62b, est modulé pour agir sur le couple de contrôle en tangage à des fins de pilotage ou de stabilité. L'ensemble propulsif 50 comporte : - les réacteurs 51a, 51b ; -des éléments de structure fixes 52, 53 formant notamment des entrées d'air des dits réacteurs ; - des éléments de structure mobiles 54a, 54b, 55a, 55b, 56a, 56b, dits capots mobiles ; - un ensemble 70 de éléments de guidage latéral de l'écoulement, dits déflecteurs, à l'arrière des moteurs. Les réacteurs 51a, 51b sont des réacteurs conventionnels, en particulier pour un avion de transport civil devant être à la fois aussi économique et aussi silencieux que possible, les réacteurs sont des réacteurs dits à double flux et à grand taux de dilution, a priori avec un taux de dilution supérieur à 5. Avantageusement les réacteurs 51a, 51b sont fixés aux éléments de structure fixes eux-mêmes solidaires de la structure du fuselage. Pour satisfaire à des besoins de montage et de dépose simples similaires aux techniques utilisées actuellement lorsque les moteurs sont suspendus sous une aile d'avion par un mat porteur, de préférence chaque moteur est fixé à sa partie supérieure à la structure fixe 53 qui enveloppe en partie les réacteurs au moyen d'un mat porteur (non représenté). La structure fixe 52 entre les deux moteurs participe avantageusement à la rigidité des structures auxquelles les moteurs sont accrochés. Ladite structure fixe 52 s'étend vers l'avant dans la zone des entrées d'air des réacteurs et s'étend vers l'arrière au moins sur une distance correspondant à une zone d'extension des moteurs suivant l'axe longitudinal X de l'avion et forme une paroi de séparation entre les moteurs qui est de préférence renforcée pour assurer une protection de type blindage du ou des moteurs voisins en cas d'éclatement d'une partie d'un moteur.

Une des fonctions principales des éléments de structure fixes et des capots mobiles est de créer des canaux pour les écoulements aérodynamiques des flux d'air des réacteurs. Sur des faces extérieures, la structure fixe 53 située dans une zone avant de l'ensemble propulsif 50 et les capots mobiles 54a, 54b, 55a, 55b, 56a, 56b, par exemple articulés sur la structure fixe 53, forment une surface continue qui assure la qualité de l'écoulement aérodynamique autour de l'ensemble propulsif 50 tout en permettant un accès aisé aux moteurs et aux déflecteurs pour en assurer la maintenance. Sur des faces intérieures, la structure fixe 53 située dans la zone avant de l'ensemble propulsif 50, associée à une zone avant de la structure fixe 52, assure la forme des entrées d'air pour les réacteurs et les capots mobiles 54a, 54b, 55a, 55b, 56a, 56b en association avec la structure fixe 52 forment des canaux d'écoulement des flux d'air sortant des réacteurs. L'air provenant de chaque réacteur 51a, 51b est ainsi guidé dans un canal propre au moteur considéré jusqu'à des sorties arrières des dits canaux, à proximité de l'extrémité arrière du fuselage et à proximité des volets de fuselage 61a, 61b lorsque les dits volets de fuselage sont en position sortie. Dans leurs parties arrières les canaux ont des sections intérieures sensiblement rectangulaires et comportent des surfaces aérodynamiques sensiblement verticales formant un ensemble de déflecteurs 70, agencées dans les canaux et déterminant, en partie au moins, des parois verticales pour les canaux.

Les déflecteurs 71a, 71b, 71c, 72a, 72b, 72c sont orientables de sorte que le flux d'air sortant de chaque moteur est décalé dans une direction latérale sensiblement suivant l'axe Y des axes avion, vers la gauche ou vers la droite de l'avion en fonction des angles d'orientation donnés aux dits déflecteurs.

Bien que dévié latéralement le flux d'air circulant dans un canal est toujours éjecté vers l'arrière de l'avion suivant une direction sensiblement parallèle à l'axe X de l'avion au moyen de déflecteurs comportant chacun des éléments articulés, au moins un premier élément 71a, 71b, 71c de déviation et au moins un second élément, respectivement 72a, 72b, 72c, redresseur de flux articulé sur le premier élément et apte à être orienté par rapport au premier élément dans un sens contraire au sens dans lequel est orienté globalement le premier élément de déviation pour que le second élément redresseur se trouve toujours sensiblement orienté dans le sens de l'axe X de l'avion. Dans une forme alternative de réalisation, non représentée, les seconds éléments redresseurs ne sont pas articulés sur le premier élément mais agencés en aval de l'écoulement en arrière des premier éléments, par exemple fixés, fixes ou orientables, au fuselage pour redresser l'écoulement lorsque les premiers éléments dévient le flux d'air. En pratique un déflecteur, 71a et 72a d'une part et 71b et 72b d'autre part, est agencé de chaque coté extérieur des canaux les plus extérieurs d'un ensemble propulsif, sur le coté droit du canal du moteur 51b le plus à droite sur le fuselage 10 et sur le coté gauche du canal du moteur 51a le plus à gauche sur le fuselage 10, ledit déflecteur étant orientable pour décaler le flux du moteur correspondant suivant une direction en Y qui a pour effet de rapprocher un axe du flux d'un plan de symétrie vertical XZ de l'avion 1, respectivement en direction de la gauche de l'avion pour le déflecteur 71b, 72b situé à droite et en direction de la droite de l'avion pour le déflecteur 71a, 72a situé à gauche. Un déflecteur 71c, 72c est également agencé dans un prolongement à l'arrière de chaque partie fixe centrale 52, une seule dans le cas illustré d'un avion 1 ne comportant que deux réacteurs, la dite partie fixe étant interrompue avant les sorties arrières des canaux pour permettre l'installation du déflecteur essentiellement entre ladite partie fixe et les sorties arrières des canaux et pour permettre l'orientation du premier élément 71c de déviation du coté droit ou du coté gauche. Un déflecteur est comparable à un ensemble de volets articulés, c'est à dire des surfaces aérodynamiques profilées ayant une envergure finie, placés 5 sensiblement verticalement dans les axes de l'avion. Le premier élément de déviation 71a, 71b, 71c d'un déflecteur est orienté par une rotation autour d'un axe se situant a priori proche du bord d'attaque du dit premier élément. Le second élément redresseur 72a, 72b, 72c d'un déflecteur est articulé 10 sur le premier élément de déviation correspondant ou monté fixe ou articulé sur une structure de l'avion. Pour permettre les mouvements des éléments des déflecteurs avec un jeu minimum raisonnable sur le plan aérodynamique, les formes intérieures des capots mobiles 56a, 56b dans la zone des déflecteurs sont telles que les canaux 15 aérodynamiques ont des sections sensiblement rectangulaires. Avantageusement les sections d'un canal dans la zone des déflecteurs sont sensiblement constantes pour bénéficier d'une installation simplifiée des éléments mobiles des déflecteurs. Dans ce cas les zones à sections variables, divergents ou convergents, nécessaires à un fonctionnement optimisé des 20 moteurs sont limitées aux sections des canaux en avant des zones dans lesquelles les éléments des déflecteurs sont mobiles. De manière conventionnelle les éléments mobiles des déflecteurs sont orientés au moyen d'actionneurs, non représentés, lesquels actionneurs utilisent toute technologie capable de fournir les forces et la puissance nécessaire au 25 fonctionnement des déflecteurs telles que des servocommandes hydrauliques, électriques ou électrohydrauliques. Dans un mode particulier de réalisation, un élément redresseur 72a, 72b, 72c est orienté par rapport à l'élément de déviation correspondant, respectivement 71a, 71b, 71c, au moyen d'un dispositif automatique, par 30 exemple des bielles articulées, dont le rapport dit rapport d'automaticité est sensiblement égal à -1 c'est à dire que l'élément redresseur est automatiquement braqué d'un angle inverse du braquage de l'élément de déviation pour être maintenu orienté sensiblement suivant la direction de l'axe X de l'avion 1. Dans une configuration lisse de vol en croisière, illustrée sur les figures 4a et 4b, le dispositif de volets de fuselage 60 est en position rétractée et les déflecteurs sont orientés suivant l'axe de l'avion, c'est à dire que les éléments mobiles du système de déflecteurs 70 ne sont pas braqués et sont dans une position dite position neutre. Dans cette configuration le flux d'air des réacteurs est accéléré vers l'arrière sensiblement suivant l'axe de l'avion et ne génère pas d'effet particulier qui participe à la portance. En cas de panne d'un moteur, la dissymétrie de poussée est très faible, les moteurs étant proches du plan de symétrie de l'avion, et la pression dynamique en vol est suffisante pour permettre un contrôle latéral de l'avion dans des conditions normales en utilisant les gouvernes aérodynamiques conventionnelles, en particulier des gouvernes de direction 41a, 41b.

Dans une configuration hypersustentée tous les moteurs 51a, 51b en fonctionnement norrnal, comme illustré sur les figures 5a et 5b, les volets de fuselage étant sortis et plus ou moins orientés vers le bas, les éléments mobiles du système de déflecteurs sont en position neutre. Le soufflage des volets de fuselage créé par les moteurs est alors parfaitement symétrique et les autres surfaces portantes, l'empennage canard 30 en particulier, sont alors mises en oeuvre pour assurer l'équilibre longitudinal en tangage de l'avion. Du fait de la portance élevée générée par le système de volets de fuselage 60 en configuration hypersustentée, l'équilibre longitudinal de l'avion 1 est possible par l'augmentation de portance de l'empennage canard 30 permise en particulier par les dispositifs d'augmentation de portance 31 de l'empennage horizontal. Si un moteur cesse de fonctionner normalement et d'assurer le soufflage du volet ou de la partie de volet de fuselage situé dans la zone de son écoulement de tuyère, il s'ensuit d'une part une perte de portance liée à la perte du soufflage et d'autre part une dissymétrie de portance, sauf dans le cas d'un moteur axial par exemple dans une version non représentée de l'invention comportant un groupe propulsif avec 3 réacteurs, par rapport au plan vertical XZ de symétrie de l'avion. Les configurations hypersustentées étant utilisées dans des phases de vol critique de l'avion 1, phases de décollage et phases d'atterrissage, la perte de portance arrière sur le système de volets de fuselage s'avère critique. D'une part si l'avion n'a pas une vitesse suffisante il ne sera pas en mesure de poursuivre le vol en maintenant une pente de montée minimale exigée pour des raisons de sécurité, voir d'assurer sa sustentation aérodynamique.

D'autre part en raison du déséquilibre de l'avion en tangage il est nécessaire d'effectuer une action rapide, essentiellement au niveau de l'empennage canard 30 configuré avant la panne pour équilibrer le moment piqueur du système de volets de fuselage 60, pour diminuer le couple à cabrer du fait de la perte de portance arrière.

Pour diminuer les conséquences d'une panne d'un moteur, comme illustré sur la figure 6, les déflecteurs du dispositif de déflecteurs 70 sont mis en oeuvre pour d'une part assurer un soufflage des volets de fuselage le plus homogène possible avec le ou les moteurs restant en service et d'autre part rapprocher ledit soufflage d'une configuration symétrique pour les volets de fuselage. La figure 6 illustre, dans le cas d'un avion avec deux réacteurs, une situation dans laquelle le moteur gauche 51a est en fonctionnement et le moteur droit 51b est en panne. Les déflecteurs déterminant le canal du jet du moteur 51a en fonctionnement sont alors orientées latéralement pour que le flux d'air éjecté par ledit moteur en fonctionnement soit proche de l'axe de l'avion. Le canal correspondant au jet du moteur en panne se trouve partiellement obturé, ce qui est sans effet significatif ledit moteur en panne ne participant plus ni à la propulsion ni au soufflage des volets de fuselage.

Ainsi d'une part l'écoulement sur les volets de fuselage est rendu plus symétrique et d'autre part une partie importante en envergure des dits volets de fuselage reste concernée par le soufflage en raison non seulement de l'air du jet du réacteur en fonctionnement qui affecte directement les volets de fuselage sur une largeur sensiblement égale à la largeur du canal de soufflage mais également d'un flux d'air qui sur les côtés du dit jet est entraîné par l'écoulement du jet.

Ainsi, même si l'intensité du flux est moindre sur les côtés du jet du moteur en fonctionnement, les volets de fuselage restent concernés par le soufflage sur pratiquement toute leur envergure suivant Y. Ce phénomène est bien sûr encore plus marqué dans le cas d'un avion comportant plus de deux moteurs lorsqu'un seul moteur est en panne.

Dans un autre mode de mise en oeuvre du dispositif de déflecteurs 70, les déflecteurs sont orientés pour optimiser le soufflage des volets réalisé par les moteurs, alors même que tous les moteurs sont en fonctionnement, lorsque le système de volet 60 présente une défaillance qui ne permet pas d'assurer un braquage identique pour un premier ensemble de volet 61a, 62a et un second ensemble de volets 61b, 62b. Dans une forme particulière de réalisation de l'avion 1, des puits de maintenance 13a, 13b sont réalisés dans le fuselage à la verticale des réacteurs 51a, 51b. Ces puits obturés par des trappes 131a, 131b en dehors des activités de maintenance permettent de descendre chaque moteur depuis sa position accroché sur l'avion 1 à la structure fixe 53 jusque sur des moyens outillage (non représentés) placés sous le fuselage. Un tel agencement permet des opérations de dépose et de montage moteur avec des moyens conventionnels de levage fixés à la structure fixe 53 de la même manière que dans le cas d'un réacteur fixé sous une aile d'avion, malgré un montage pouvant apparaître moins accessible de premier abord. Avantageusement, le fuselage comporte des trappes de visite et de maintenance sous la forme de panneaux 14a, 14b de maintenance, par exemple des panneaux articulés sur le fuselage, situés sous la partie arrière du fuselage dans la zone du système de déflecteurs 70 afin de rendre accessible les dispositifs, non représentés, d'articulation des déflecteurs et des volets de fuselage ainsi que les actionneurs des éléments mobiles.

L'invention permet donc de réaliser un avion comportant au moins deux réacteurs de propulsion dont la configuration hypersustentée permet d'atteindre des portances élevées qui ne sont pas remises en cause de manière inacceptable 5 par la panne d'un réacteur.

Claims (10)

Revendications

1 û Avion (1) comportant un fuselage (10), au moins une aile (20) fixée au fuselage , un empennage horizontal avant, dit empennage canard (30), fixé au fuselage (10) du côté de l'extrémité avant du fuselage par rapport à l'aile (20) suivant un axe longitudinal X de l'avion et au moins deux réacteurs (51a, 51b) de propulsion, caractérisé en ce que : - les moteurs de propulsion (51a, 51b) sont agencés côte à côte dans un ensemble propulsif (50) placé au-dessus du fuselage (10) dans une partie arrière (11) du dit fuselage ; un dispositif de volets de fuselage (60) est agencé à l'arrière de la partie arrière (11) du fuselage de telle sorte qu'au moins un volet de fuselage (61a, 61b) soit apte à prendre au moins une première position dans laquelle ledit au moins un volet est sensiblement dans un plan horizontal par rapport à des axes de référence de l'avion (1) et à prendre au moins une seconde position, dite position hyspersustentée, dans laquelle le au moins un volet est braqué suivant un angle de braquage vers le bas dans des axes liés à l'avion (1) par rapport à la première position ; de telle sorte qu'un souffle (58, 59) créé par des jets des réacteurs (51a, 51b) soit canalisé vers une surface supérieure du au moins un volet de fuselage pour induire un effet de soufflage dudit au moins un volet.

2 û Avion suivant la revendication 1 dans lequel chaque volet de fuselage (61a, 61b) du dispositif de volets de fuselage (60) comporte au moins un volet complémentaire de bord de fuite (62a, 62b).

3 û Avion suivant la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel les volets (61a, 61b, 62a, 62b) du dispositif de volets de fuselage (60) comportent au moins une position dans laquelle les volets sont totalement ou partiellement25rétractés dans un volume intérieur de la partie arrière (11) du fuselage et ou une position dans laquelle les volets de fuselage sont en partie rétractés dans un volume intérieur de la partie arrière (11) du fuselage de telle sorte que les volets complémentaires de bord de fuite (62a, 62b) puissent être actionnés.

4 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel le dispositif de volets de fuselage comporte au moins un ensemble de volets de fuselage indépendants (61a, 62a) (61b, 62b) pour chaque moteur (51a) (51b), agencé sur le fuselage sensiblement à l'arrière du moteur considéré.

5 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel l'empennage horizontal avant (30) est pourvu de dispositifs d'augmentation de portance maximale (31), les dits dispositifs d'augmentation de portance maximale étant rétractables.

6 ù Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel l'ensemble propulsif (50) comporte des structures fixes (52, 53) par rapport au fuselage, les dites structures fixes comportant une première structure (52) et ou partie de structure (53) déterminant des entrées d'air des réacteurs et une seconde structure (54a, 54b, 55a, 55b, 56a, 56b) et ou partie de structure (53) déterminant des canaux aérodynamiques et des parois de séparation entre des canaux voisins associés à des moteurs voisins dans lesquels canaux un jet de chaque réacteur est canalisé depuis le réacteur considéré jusqu'à une sortie de canal proche de l'extrémité arrière de la partie arrière (11) du fuselage.

7 ù Avion suivant la revendication 6 dans lequel les réacteurs (51a, 51b) sont fixés à la structure fixe (52) formant l'entrée d'air des dits réacteurs et ou dans lequel la structure (53) déterminant des parois de séparation entre des canaux voisins comportent, au moins localement, des renforcements pour assurer la protection d'un réacteur vis à vis de projections provenant d'unautre réacteur voisin.

8 ù Avion suivant l'une des revendications 6 ou 7 dans lequel des déflecteurs (71a, 71b, 71c, 72a, 72b, 72c) de l'écoulement aérodynamique sont agencés sensiblement verticaux dans les canaux aérodynamiques formés par les structures (52, 53, 54a, 54b, 55a, 55b) de l'ensemble propulsif (50), les dits déflecteurs comportant chacun un premier élément de déviation (71a, 71b, 71c).et éventuellement au moins un second élément (72a, 72b, 72c) redresseur de flux aérodynamique en arrière du dit premier élément de déviation suivant l'axe longitudinal X de l'avion, ledit au moins un second élément étant fixé articulé au dit premier élément de déviation ou fixé, articulé ou non articulé, à une structure de l'avion (1).

9 ù Avion suivant la revendication 8 dans lequel les premiers éléments de déviation (71a, 71b, 71c) des déflecteurs sont entraînés en rotation par rapport au fuselage autour un axe de rotation sensiblement vertical par rapport à l'avion (1).

10 ù Avion suivant la revendication 8 ou la revendication 9 dans lequel les déflecteurs (71a, 71b, 71c, 72a, 72b, 72c) de l'écoulement aérodynamique comportent au moins une première position déterminée lorsque tous les réacteurs (51a, 51b) sont en fonctionnement et comportent au moins une seconde position déterminée lorsque l'un des réacteurs est en panne. 24