WO2015114241A1 - Nacelle pour turboréacteur d'avion - Google Patents

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Eric De Vulpillieres
Gaétan Jean MABBOUX
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SNECMA SAS
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    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex

Definitions

  • the present invention relates to a nacelle for an aircraft turbojet engine.
  • An airplane turbojet engine is conventionally housed in a tubular structure nacelle, the nacelle comprising an air inlet situated upstream of the turbojet engine, a median section surrounding a fan of the turbojet engine, and a downstream section comprising thrust reverser means. .
  • the current nacelles are intended to house a turbojet engine capable of generating a primary air flow, successively passing through the fan, a low-pressure compressor, a high-pressure compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine and a low pressure turbine, before being ejected at a nozzle, and a secondary air flow through the fan and flowing outside the turbojet in an annular vein.
  • OFS Outer Fixed Structure, in English
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the external structure may comprise one or more movable doors so as to be able, under the action of driving means such as cylinders, switch between an inoperative closing position, during operation of the "direct jet” turbojet, in which the doors extend in continuity with the external surface of the external structure, and a thrust reversal position or opening, wherein said doors swing so that a downstream portion of each door at least partially obstruct the flow passage of the secondary flow, and an upstream portion of each door opens a passage in the external structure allowing the secondary flow to be forced radially outwardly and / or upstream.
  • driving means such as cylinders
  • the external structure is connected to a fixed part of the aircraft (wing, fairing) by a pylon extending radially outwardly.
  • the pylon generally has a profiled shape whose section extends axially.
  • the doors are hinged to a fixed part of the external structure, at the level of lateral pivots located near the downstream edge (also called the trailing edge) of the external structure of the nacelle.
  • This external structure comprises in particular an inner wall and a frustoconical outer wall, joining at the downstream edge.
  • the invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to the aforementioned problems.
  • a nacelle for an aircraft turbojet comprising a frustoconical radially outer annular wall, a pylon extending radially outwardly from said annular wall, the pylon being intended for fixing the nacelle on a fixed part of the aircraft, characterized in that it comprises at least one projecting zone extending radially outwardly from the frustoconical outer wall, said projecting zone being situated near a downstream annular edge of said outer wall and near the pylon.
  • the protruding area forms a local deformation of the smooth and frustoconical outer surface.
  • This protruding zone may have a shape of portion of sphere, an ovoid shape, or more generally a shape defining a convex outer surface and having a continuity of tangents, this outer surface preferably being free of ridges.
  • the presence of such a protruding zone makes it possible to reduce the separation zone of the boundary layer, so as to improve the aeraulic performance of the assembly.
  • the pylon has a profiled section at its zone attached to the outer wall, said profiled section extending along the axis of the nacelle.
  • the axial distance between the protruding zone, for example the center of said protruding zone, and the downstream edge of the outer wall is between 0.3. M and 2. M, where M is the master torque or the maximum width of the profiled section of the pylon at the location of its zone attached to the outer wall.
  • the distance between the protruding zone, for example the center of said protruding zone, and the pylon may be between 0.15. M and 0.8. M, preferably between 0.2. M and 0.7. M, where M is the master torque or the maximum width of the profiled section of the pylon at the location of its zone attached to the outer wall.
  • the maximum height of the protruding zone following the normal to the frustoconical outer surface, may be between 0.03. M and 0.15. M, where M is the master torque or the maximum width of the profiled section of the pylon at the location of its zone attached to the outer wall.
  • the length of the protruding zone is between 0.2. M and M, where M is the master torque or the maximum width of the profiled section of the pylon at the location of its zone attached to the outer wall.
  • the width of the protruding area i.e. the distance in the circumferential direction of said protruding area, may be between 0.1. M and 0.5. M, where M is the master torque or the width maximum of the profiled section of the pylon at the location of its zone attached to the outer wall.
  • the nacelle may also include at least two projecting zones, located circumferentially on either side of the pylon.
  • the nacelle comprises thrust reversal means comprising at least one door pivotally mounted around at least one hinge relative to a fixed part of the nacelle, said hinge being housed between the outer wall and an inner wall of the nacelle, facing the projecting area.
  • the protruding area increases the space available between the inner and outer surfaces to accommodate the joint. This makes it easier to accommodate an articulation of large dimensions, and / or to accommodate such articulation in the vicinity of the downstream edge of the external surface.
  • Said outer and inner walls may be sectional and can meet at their downstream edges.
  • the lateral surface of the pylon in the vicinity of the protruding zone may have a substantially flat or convex shape, to the downstream edge of the outer wall.
  • the two lateral edges of the pylon can meet at an axial position substantially at the level of the downstream edge of said outer wall.
  • FIG. 1 is a schematic view in partial axial section of a nacelle of the prior art
  • FIG. 2 is a side view of a downstream part of the nacelle of the prior art, in which the doors of the thrust reverser means are in the closed position;
  • FIG. 3 is a view corresponding to FIG. 2, in which the doors are in the open position,
  • FIG. 4 is a view downstream of the nacelle of the prior art, in which the doors are in the open position
  • FIG. 5 is a perspective and detail view illustrating a downstream zone of the nacelle of the prior art
  • FIG. 6 is a perspective view of a portion of a nacelle according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 7 is a perspective and detail view illustrating a downstream zone of the nacelle according to the invention.
  • FIG. 8 is a side view of the nacelle according to the invention.
  • FIG. 9 is a view corresponding to FIG. 5, of the nacelle according to the invention.
  • FIG. 10 is a schematic view in axial section, of a downstream part of the nacelle according to the invention.
  • FIGS. 1 to 5 illustrate a nacelle 1 of the prior art, of tubular form and axis A.
  • the nacelle 1 comprises an upstream section 2 comprising an annular inlet lip 3 delimiting an air inlet, a median section 4 intended to surround a blower of an aircraft turbojet engine, and a downstream section 5.
  • the downstream section 5 conventionally comprises radially external structures 6 and internal 7, respectively called OFS (Outer Fan Duct, in English) and IFS (Inner Fan Duct, in English).
  • OFS Outer Fan Duct, in English
  • IFS Inner Fan Duct
  • the external structure 6 comprises thrust reversal means and is connected to a fixed part of the aircraft, such as for example a wing or a fairing, by means of a pylon 9 (FIGS. 9).
  • the thrust reverser means comprise two doors 10 pivotally mounted on a fixed part 1 1 of the external structure 6.
  • the fixed part 1 1 of the external structure comprises an inner surface 12 and a frustoconical outer surface 13 joining at their downstream edge 14, as is best seen in Figure 10 in connection with the invention.
  • This fixed part 1 1 has openings 15 (FIG. 3) in which the doors 10 are mounted.
  • Each door 10 has an outer surface in the general shape of angular sector of truncated cone, of complementary shape to that of the corresponding opening 15, and is pivotally mounted by means of two articulations 16 located laterally on both sides of the corresponding door 10.
  • Each door 10 has a downstream portion 17 and an upstream portion 18.
  • Each door 10 is moved by a jack comprising a body
  • the doors 10 are able to pivot between a closed or inactive position, illustrated in FIG. 2, in which the doors 10 extend in the extension of the external frustoconical surface 13 of the external structure 6, and an open position. or reverse thrust, wherein said doors 10 swing so that the downstream portion 17 of each door 10 at least partially obstruct the flow path 8 of the secondary flow, and that the upstream portion 18 of each door 10 opens the corresponding opening 15 of the outer structure 6 so as to allow the secondary flow to be forced radially outwardly and / or upstream.
  • the presence of the pylon 9 disturbs the flow of air (illustrated by arrows) outside the external structure 6.
  • the separation zones have a dimension denoted L in FIG.
  • the invention provides for locally modifying the shape of the outer wall 13 so that it has curved zones 22 projecting radially outwardly from the frustoconical base surface 13.
  • the outer surface 13 has two convex zones 22 circumferentially located on either side of the pylon 9, close to the pylon 9 and the downstream edge 14 of the outer surface 13.
  • Each protruding zone 22 has, for example, a shape portion of sphere or ellipsoid. Alternatively, a shape of spherical portion or ellipsoid profiled downstream as a drop of water is also possible.
  • M defines the master torque (or maximum width) of the profiled section of the pylon 9 at its zone attached to the outer wall 13.
  • the center of a protruding area 22 is defined as the center of the protruding area in the circumferential direction where the aforementioned width 11 is maximum.
  • the protruding zone has a shape of sphere or ellipsoid portion, its center within the meaning of the present invention corresponds to the projection of the geometric center of the shape considered on the outer surface 13 in a radial direction relative to to the axis of the nacelle.
  • the axial distance L2 between the center of each protruding zone 22 and the downstream edge 14 of the outer wall 13 is between 0.3. M and 2. M.
  • the distance H2 between the center of each projecting zone 22 and the corresponding lateral edge (or the corresponding lateral surface) of the pylon 9 is between 0.15. M and 0.8. Mr.
  • This range of value is particularly advantageous for creating a constriction of the passage of air at the boundary layer between a projecting zone 22 and the lateral surface which forms the corresponding lateral edge of the pylon 9.
  • the air of the boundary layer passing into this constriction thus undergoes a relative compression, which has the effect of pushing downstream the areas where the flow of air off the lateral surface of the pylon and the outer surface 13, as shown in FIG. 9.
  • the lateral surface of the pylon 9 in the vicinity of the projecting zone 22 has a substantially flat or slightly convex shape, to the downstream edge 14 of the outer wall 13, to promote the flow of air by minimizing disturbances along the lateral edge of the pylon.
  • the projecting zones 22 make it possible to reduce the dimensions L of the separation zones, so as to improve the aeraulic performance of the assembly.
  • the lowering of the drag coefficient C s is of the order of 0.1%.
  • the arrangement of an appropriate axial distance L2, that is to say between 0.3. M and 2.M, between the center of a protruding zone 22 and the downstream edge 14 of the outer wall 13, allows the throat of the air passage to start at an axial position sufficiently upstream of the downstream edge 14 so that there is no detachment of the boundary layer upstream of this axial position.
  • the two lateral edges 9a, 9b of the two opposite sides of the pylon 9 meet at an axial position 9c substantially at the level of the downstream edge 14 of the outer wall 13, to improve the aeraulic performance of the together downstream and from the two projecting zones 22 on either side of the pylon 9 ( Figures 6 to 8).
  • these local deformations of the outer surface 13 are located opposite the joints, as shown in Figure 10.
  • the space available to accommodate these joints 16 is increased, this which makes it possible to have joints 16 which are more robust and more bulky, and / or to arrange these articulations 16 closer to the tapered downstream edge 14.

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Abstract

L'invention concerne une nacelle (1) pour turboréacteur d'avion, comprenant une paroi annulaire radialement externe tronconique (13), à partir de laquelle un pylône (9) s'étend radialement vers l'extérieur, le pylône (9) étant destiné à la fixation de la nacelle (1) sur une partie fixe de l'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins une zone en saillie (22) s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la paroi externe tronconique (13), ladite zone en saillie (22) étant située à proximité d'un bord annulaire aval (14) de ladite paroi externe (13) et à proximité du pylône (9).

Description

Nacelle pour turboréacteur d'avion
La présente invention concerne une nacelle pour turboréacteur d'avion.
Un turboréacteur d'avion est classiquement logé dans une nacelle de structure tubulaire, la nacelle comportant une entrée d'air située en amont du turboréacteur, une section médiane entourant une soufflante du turboréacteur, et une section aval comportant des moyens d'inversion de poussée.
Les nacelles actuelles sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer un flux d'air primaire, traversant successivement la soufflante, un compresseur basse-pression, un compresseur haute- pression, une chambre de combustion, une turbine haute-pression et une turbine basse-pression, avant d'être éjecté au niveau d'une tuyère, et un flux d'air secondaire traversant la soufflante et s'écoulant à l'extérieur du turboréacteur dans une veine annulaire.
Cette veine est délimitée extérieurement par une structure externe de la nacelle, dite OFS (Outer Fixed Structure, en anglais), et intérieurement par une structure interne concentrique, dite IFS (Inner Fixed Structure, en anglais).
Comme cela est connu des documents FR 2 970 520, FR 2 741 1 14 et FR 2 704 907 notamment, la structure externe peut comporter une ou plusieurs portes mobiles de manière à pouvoir, sous l'action de moyens d'entraînement tels que des vérins, basculer entre une position inactive de fermeture, lors d'un fonctionnement du turboréacteur en « jet direct », dans laquelle les portes s'étendent dans la continuité de la surface externe de la structure externe, et une position d'inversion de poussée ou d'ouverture, dans laquelle lesdites portes basculent de sorte qu'une partie aval de chaque porte vienne obstruer au moins partiellement la veine d'écoulement du flux secondaire, et qu'une partie amont de chaque porte ouvre un passage dans la structure externe permettant au flux secondaire d'être forcé radialement vers l'extérieur et/ou vers l'amont.
La structure externe est reliée à une partie fixe de l'avion (aile, carénage) par un pylône s'étendant radialement vers l'extérieur. Le pylône présente généralement une forme profilée dont la section s'étend axialement.
Il a été constaté que la présence du pylône perturbe l'écoulement d'air à l'extérieur de la structure externe. En particulier, il apparaît des décollements de la couche limite dans les zones situées à proximité du pylône et du bord aval de la structure externe.
Par ailleurs, les portes sont articulées sur une partie fixe de la structure externe, au niveau de pivots latéraux situés à proximité du bord aval (également appelé bord de fuite) de la structure externe de la nacelle. Cette structure externe comporte en particulier une paroi interne et une paroi externes tronconiques, se rejoignant au niveau du bord aval.
Par voie de conséquence, plus les pivots sont logés à proximité du bord aval, plus il est difficile de les loger dans l'espace situé entre les parois interne et externe tronconiques de la structure externe.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique aux problèmes précités.
A cet effet, elle propose une nacelle pour turboréacteur d'avion, comprenant une paroi annulaire radialement externe tronconique, un pylône s'étendant radialement vers l'extérieur à partir de ladite paroi annulaire, le pylône étant destiné à la fixation de la nacelle sur une partie fixe de l'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins une zone en saillie s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la paroi externe tronconique, ladite zone en saillie étant située à proximité d'un bord annulaire aval de ladite paroi externe et à proximité du pylône.
La zone en saillie, se présentant par exemple sous la forme d'une bosse arrondie, forme une déformation locale de la surface externe lisse et tronconique. Cette zone en saillie peut présenter une forme de portion de sphère, une forme ovoïde, ou plus généralement une forme définissant une surface externe convexe et comportant une continuité des tangentes, cette surface externe étant de préférence dépourvue d'arêtes. La présence d'une telle zone en saillie permet de réduire la zone de décollement de la couche limite, de façon à améliorer les performances aérauliques de l'ensemble.
Avantageusement, le pylône a une section profilée au niveau de sa zone rattachée à la paroi externe, ladite section profilée s'étendant selon l'axe de la nacelle.
Dans ce cas, la distance axiale entre la zone en saillie, par exemple le centre de ladite zone en saillie, et le bord aval de la paroi externe est comprise entre 0,3. M et 2. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe.
En outre, la distance entre la zone en saillie, par exemple le centre de ladite zone en saillie, et le pylône peut être comprise entre 0,15. M et 0,8. M, de préférence entre 0,2. M et 0,7. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe.
De plus, la hauteur maximale de la zone en saillie, suivant la normale à la surface externe tronconique, peut être comprise entre 0,03. M et 0,15. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe.
De préférence, la longueur de la zone en saillie, c'est-à-dire la distance axiale de ladite zone en saillie, est comprise entre 0,2. M et M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe.
En outre, la largeur de la zone en saillie, c'est-à-dire la distance suivant la direction circonférentielle de ladite zone en saillie, peut être comprise entre 0,1 . M et 0,5. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe.
La nacelle peut également comporter au moins deux zones en saillie, situées circonférentiellement de part et d'autre du pylône.
Selon une caractéristique de l'invention, la nacelle comporte des moyens d'inversion de poussée comportant au moins une porte montée de façon pivotante autour d'au moins une articulation par rapport à une partie fixe de la nacelle, ladite articulation étant logée entre la paroi externe et une paroi interne de la nacelle, en regard de la zone en saillie.
La zone en saillie permet d'augmenter l'espace disponible entre les surfaces interne et externe afin de loger l'articulation. Ceci permet de loger plus facilement une articulation de dimensions importantes, et/ou de loger une telle articulation à proximité du bord aval de la surface externe.
Lesdites parois externe et interne peuvent être tronçon iques et peuvent se rejoindre à l'endroit de leurs bords aval.
La surface latérale du pylône au voisinage de la zone en saillie peut présenter une forme sensiblement plane ou convexe, jusqu'au bord aval de la paroi externe.
Les deux bords latéraux du pylône peuvent se rejoindre à une position axiale sensiblement au niveau de celle du bord aval de ladite paroi externe.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique et en coupe axiale partielle d'une nacelle de l'art antérieur,
- la figure 2 est une vue de côté d'une partie aval de la nacelle de l'art antérieur, dans laquelle les portes des moyens d'inversion de poussée sont en position fermée ; - la figure 3 est une vue correspondant à la figure 2, dans laquelle les portes sont en position ouverte,
- la figure 4 est une vue de l'aval de la nacelle de l'art antérieur, dans laquelle les portes sont en position ouverte,
- la figure 5 est une vue en perspective et de détail, illustrant une zone aval de la nacelle de l'art antérieur,
- la figure 6 est une vue en perspective d'une partie d'une nacelle selon une forme de réalisation de l'invention,
- la figure 7 est une vue en perspective et de détail, illustrant une zone aval de la nacelle selon l'invention,
- la figure 8 est une vue de côté de la nacelle selon l'invention,
- la figure 9 est une vue correspondant à la figure 5, de la nacelle selon l'invention,
- la figure 10 est une vue schématique et en coupe axiale, d'une partie aval de la nacelle selon l'invention.
Les figures 1 à 5 illustrent une nacelle 1 de l'art antérieur, de forme tubulaire et d'axe A. La nacelle 1 comporte une section amont 2 comportant une lèvre d'entrée annulaire 3 délimitant une entrée d'air, une section médiane 4 destinée à entourer une soufflante d'un turboréacteur d'avion, et une section aval 5. La section aval 5 comporte classiquement des structures radialement externe 6 et interne 7, appelées respectivement OFS (Outer Fan Duct, en anglais) et IFS (Inner Fan Duct, en anglais). Les structures externe 6 et interne 7 délimitent entre elles une veine annulaire 8 d'écoulement d'un flux d'air dit flux secondaire.
La structure externe 6 comporte des moyens d'inversion de poussée et est reliée à une partie fixe de l'avion, telle par exemple qu'une aile ou qu'un carénage, par l'intermédiaire d'un pylône 9 (figures 4 à 9).
Comme cela est mieux visible aux figures 2 à 4, les moyens d'inversion de poussée comportent deux portes 10 montées de façon pivotante sur une partie fixe 1 1 de la structure externe 6. La partie fixe 1 1 de la structure externe comporte une surface interne 12 et une surface externe 13 tronconiques se rejoignant au niveau de leur bord aval 14, comme cela est mieux visible à la figure 10 en lien avec l'invention. Cette partie fixe 1 1 comporte des ouvertures 15 (figure 3) dans lesquelles sont montées les portes 10.
Chaque porte 10 comporte une surface externe en forme générale de secteur angulaire de tronc de cône, de forme complémentaire à celle de l'ouverture correspondante 15, et est montée pivotante par l'intermédiaire de deux articulations 16 situées latéralement de part et d'autre de la porte correspondante 10. Chaque porte 10 comporte une partie aval 17 et une partie amont 18.
Chaque porte 10 est déplacée par un vérin comportant un corps
20 articulé sur la partie fixe 1 1 de la structure externe 6 et une tige mobile
21 par rapport au corps 20, l'extrémité libre de la tige 21 étant articulée au niveau d'une zone médiane de la porte 10 (figure 3).
En fonctionnement, les portes 10 sont aptes à pivoter entre une positon fermée ou inactive, illustrée à la figure 2, dans laquelle les portes 10 s'étendent dans le prolongement de la surface tronconique externe 13 de la structure externe 6, et une position ouverte ou d'inversion de poussée, dans laquelle lesdites portes 10 basculent de sorte que la partie aval 17 de chaque porte 10 vienne obstruer au moins partiellement la veine d'écoulement 8 du flux secondaire, et que la partie amont 18 de chaque porte 10 ouvre l'ouverture correspondante 15 de la structure externe 6 de façon à permettre au flux secondaire d'être forcé radialement vers l'extérieur et/ou vers l'amont.
Comme cela est représenté à la figure 5, la présence du pylône 9 perturbe l'écoulement d'air (illustré par des flèches) à l'extérieur de la structure externe 6. En particulier, il apparaît des décollements de la couche limite dans les zones situées à proximité du pylône 9 et du bord aval 14 de la structure externe 6. Les zones de décollement ont une dimension notée L à la figure 5. Afin de réduire les dimensions L des zones de décollement, l'invention prévoit de modifier localement la forme de la paroi externe 13 afin qu'elle présente des zones bombées 22 en saillie radialement vers l'extérieur depuis la surface de base tronconique 13. En particulier, la surface externe 13 présente deux zones bombées 22, situées circonférentiellement de part et d'autre du pylône 9, à proximité du pylône 9 et du bord aval 14 de la surface externe 13. Chaque zone en saillie 22 a par exemple une forme de portion de sphère ou d'ellipsoïde. En alternative, une forme de portion de sphère ou d'ellipsoïde profilée en aval comme une goutte d'eau est également possible.
On définit par M le maître-couple (ou largeur maximale) de la section profilée du pylône 9 au niveau de sa zone rattachée à la paroi externe 13.
La hauteur H1 maximale de chaque zone en saillie 22, suivant la normale à la surface externe tronconique 13, est comprise entre 0,03. M et 0,15. M. La longueur L1 de chaque zone en saillie 22, c'est-à-dire la distance axiale de chaque zone en saillie 22, est comprise entre 0,2. M et M. La largeur 11 de chaque zone en saillie 22, c'est-à-dire la distance suivant la direction circonférentielle de chaque zone en saillie 22, est comprise entre 0,1 .M et 0,5. M.
On définit le centre d'une zone en saillie 22 comme le milieu de la zone en saillie dans la direction circonférentielle à l'endroit où la largeur 11 susmentionnée est maximale. Par exemple, si la zone en saillie a une forme de portion de sphère ou d'ellipsoïde, son centre au sens de la présente invention correspond à la projection du centre géométrique de la forme considérée sur la surface externe 13 selon une direction radiale par rapport à l'axe de la nacelle.
La distance axiale L2 entre le centre de chaque zone en saillie 22 et le bord aval 14 de la paroi externe 13 est comprise entre 0,3. M et 2. M. De plus, la distance H2 entre le centre de chaque zone en saillie 22 et le bord latéral correspondant (ou la surface latérale correspondante) du pylône 9 est comprise entre 0,15. M et 0,8. M.
Cette plage de valeur est particulièrement avantageuse pour créer un étranglement du passage de l'air au niveau de la couche limite entre une zone en saillie 22 et la surface latérale qui forme le bord latéral correspondant du pylône 9. L'air de la couche limite passant dans cet étranglement subit ainsi une relative compression, ce qui a pour effet de repousser vers l'aval les zones où l'écoulement de l'air décolle de la surface latérale du pylône et de la surface externe 13, comme illustré à la figure 9. Avantageusement, la surface latérale du pylône 9 au voisinage de la zone en saillie 22 présente une forme sensiblement plane voire légèrement convexe, jusqu'au bord aval 14 de la paroi externe 13, pour favoriser l'écoulement de l'air en minimisant les perturbations le long du bord latéral du pylône.
Comme cela est illustré à la figure 9, grâce au relatif étranglement du passage de l'air susmentionné, les zones en saillie 22 permettent de réduire les dimensions L des zones de décollement, de façon à améliorer les performances aérauliques de l'ensemble. En particulier, l'abaissement du coefficient de traînée Cs est de l'ordre de 0.1 %. La disposition d'une distance axiale L2 appropriée, c'est-à-dire comprise entre 0,3. M et 2. M, entre le centre d'une zone en saillie 22 et le bord aval 14 de la paroi externe 13, permet que l'étranglement du passage de l'air débute à une position axiale suffisamment en amont du bord aval 14 pour qu'il n'y ait pas de décollement de la couche limite en amont de cette position axiale. Il est par ailleurs avantageux que les deux bords latéraux 9a, 9b des deux côtés opposés du pylône 9 se rejoignent à une position axiale 9c sensiblement au niveau de celle du bord aval 14 de la paroi externe 13, pour améliorer les performances aérauliques de l'ensemble en aval et à partir des deux zones en saillie 22 de part et d'autre du pylône 9 (figures 6 à 8). On notera par ailleurs que ces déformations locales de la surface externe 13 sont situées en regard des articulations, comme cela est illustré à la figure 10. Ainsi, du fait des déformations 22, l'espace disponible pour loger ces articulations 16 est augmenté, ce qui permet de disposer des articulations 16 plus robustes et plus volumineuses, et/ou de disposer ces articulations 16 plus près du bord aval effilé 14.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Nacelle (1 ) pour un turboréacteur d'avion, la nacelle comprenant une paroi annulaire radialement externe tronconique (13), un pylône (9) s'étendant radialement vers l'extérieur à partir de ladite paroi annulaire, le pylône (9) étant destiné à la fixation de la nacelle (1 ) sur une partie fixe de l'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins une zone en saillie (22) s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la paroi externe tronconique (13), ladite zone en saillie (22) étant située à proximité d'un bord annulaire aval (14) de ladite paroi externe (13) et à proximité du pylône (9), et en ce que la distance (H2) entre le centre de la zone en saillie (22) et le pylône (9) est comprise entre 0,15. M et 0,8. M, plus préférentiellement entre 0,2. M et 0,7. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône (9) à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13).
2. Nacelle (1 ) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que le pylône (9) a une section profilée à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13), ladite section profilée s'étendant selon l'axe (A) de la nacelle
(1 )- 3. Nacelle (1 ) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la distance axiale (L2) entre la zone en saillie (22), par exemple le centre de ladite zone en saillie (22), et le bord aval (14) de la paroi externe (13) est comprise entre 0,
3. M et 2. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône (9) à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13).
4. Nacelle (1 ) selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que la hauteur maximale (H1 ) de la zone en saillie (22), suivant la normale à la surface externe tronconique (13), est comprise entre 0,03. M et 0,15. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône (9) à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13).
5. Nacelle (1 ) selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisée en ce que la longueur (L1 ) de la zone en saillie (22), c'est-à-dire la distance axiale de ladite zone en saillie (22), est comprise entre 0,2. M et M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône (9) à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13).
6. Nacelle (1 ) selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisée en ce que la largeur (11 ) de la zone en saillie (22), c'est-à-dire la distance suivant la direction circonférentielle de ladite zone en saillie (22), est comprise entre 0,1 . M et 0,5. M, où M est le maître couple ou la largeur maximale de la section profilée du pylône (9) à l'endroit de sa zone rattachée à la paroi externe (13).
7. Nacelle (1 ) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins deux zones en saillie (22), situées circonférentiellement de part et d'autre du pylône (9).
8. Nacelle (1 ) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu'elle comporte des moyens d'inversion de poussée comportant au moins une porte (10) montée de façon pivotante autour d'au moins une articulation (16) par rapport à une partie fixe (1 1 ) de la nacelle (1 ), ladite articulation (16) étant logée entre la paroi externe (13) et une paroi interne (12) de la nacelle (1 1 ), en regard de la zone en saillie (22).
9. Nacelle (1 ) selon la revendication 8, caractérisée en ce que lesdites parois externe (13) et interne (12) sont tronconiques et se rejoignent à l'endroit de leurs bords aval (14).
10. Nacelle selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que la surface latérale du pylône (9) au voisinage de la zone en saillie (22) présente une forme sensiblement plane ou convexe, jusqu'au bord aval (14) de la paroi externe (13).
1 1 . Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisée en ce que les deux bords latéraux (9a, 9b) du pylône (9) se rejoignent à une position axiale (9c) sensiblement au niveau de celle du bord aval (14) de ladite paroi externe (13).
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