Brevet FR2041146A1 — publié le 19710129

Tous les gros avions subsoniques commerciaux actuellement en étude sont prévus pour être équipés de turbo-réacteurs à double flux et ventilateur auxiliaire comprenant chacun un générateur de gaz qui met en rotation un ventilateur monté soit à l'avant, soit à l'arrière du générateur de gaz. De tels turbo-réacteurs à ventilateur auxiliaire ont en général un grand diamètre, celui de leur capotage étant par exemple de l'ordre de 2,5- mètres. Dans le cas d'un avion à ailes basses, il est avantageux de monter les éléments du train d'atterrissage sous les ailes, et de rentrer leurs roues à l'intérieur du fuselage, sous le plancher de la cabine. Si des moteurs de grand: diamètre sont montés sous les ailes, il est nécessaire de munir le train d'atterrissage de jambes de grande longueur, pour assurer une garde au sol convenable0 Une variante du montage des moteurs consiste: à les placer sur le fuselage, vers l'arrière de l'avion. Mais dans le cas de moteurs de grand diamètre, il est difficile de réaliser un tel montage tout en ne créant qu'un supplément de traînée acceptable et ceci, du moins en partie, du fait des interactions qui se produisent entre les filets d'air qui s'écoulent respectivement le long du fuselage et le long des nacelles des moteurs. De plus, dans le cas des gros avions subsoniques commerciaux, la tendance actuelle est de les munir d1un fuselage de grand diamètre, de section sensiblement circulaire et permettant par exemple de loger de front huit sièges de passagers. Le diamètre de tels fuselages est de l'ordre de 6 mètres. Ges fuselages ont une large surface, qui provoque la naissance d'une tramée importante et, lorsqu'ils sont construits suivant les formes classiques, sont lourds en comparaison du volume utile de cabine qu'ils offrent, L'un des objets de la présente invention est la réalisation d'une structure constituant, en combinaison, un fuselage d'avion'et des logements de moteurs qui diminue l'importance des inconvénients précités, tout en conservant les avantages présentés par la construction à moteurs arrière. Selon la présente invention, il est prévu pour un avion muni de moteurs du type à double flux et ventilateur auxiliaire un fuselage dont la section forme plusieurs renfle ments juxtaposés, ces renflements étant constitués chacun par une paroi de forme générale partiellement cylindrique et dont le diamètre diminue graduellement vers l'arrière, en direction de parties d'extrémité placées côte à cote, chacune de ces parties d'extrémité formant une nacelle dans laquelle est logé le générateur de gaz de l'un des moteurs et étant entourée d'un capotage qui délimite un conduit annulaire qui l'entoure et dans lequel est logé le ventilateur du moteur considéré, le générateur de gaz de ce moteur étant situé entièrement ou en majeure partie à l'avant dudit ventilateur. Par "fuselage dont la section forme plusieurs renflements juxtaposés" il faut entendre, dans le présent exposé, un fuselage constitué par deux parois dont les concavités se font face, de section en forme de "C" et réunies l'une à l'autre soit directement par les etrémités des branches des "0" que forment leurs sections, soit indirectemsf, et toujours par ces extrémités par l'intermédiaire d'une ou de plusieurs parois de section partiellement circulaire. De préférence, le fuselage de l'invention forme deux renflements ou corps accotés l'un à l'autre, et qui abritent des moteurs jumelés. Les capotages des nacelles des moteurs étant placés cotte cote, leurs surfaces extérieures sont, de préférence, raccordées l'une à l'autre et forment une meme surface à profil continu et sans changements brusques de courbure, ou accidents. La queue de l'avion, c'-est-à-dire ses gouvernes arrière, est de préférence du type dit "papillon" qui comprend deux plans en dièdre s'étendant respectivement de l'un et de l'autre cté de l'arrière du fuselage. D'autres buts, caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront encore de la description qui va suivre, description faite à titre purement explicatif et nullement limitatif, et avec révérence aux dessins annexés, dans lesquels La figure 1 est une vue de profil de la partie arrière d'un fuselage d'avion conforme à l'invention. La figure 2 est une vue en plan de cette partie ar trière. La figure 3 est une coupe transversale faite sui vant le plan III-III de la figure 2o La figure 4 est une vue arrière du :fuselage, prise dans le sens indiqué par la flèche IV de la figure 1. La figure 5 est une coupe longitudinale verticale faite dans l'axe d'un moteur de avion, suivant le plan V-V de la figure 2. La figure 6 est une coupe longitudinale faite dans l'axe de avion suivant le plan VI-VI de la figure 2o La figure 7 est une vue par dessous, prise suivant la flèche VII de la figure 1. La figure 8 est une coupe transversale suivant le plan VIII-VIII de la figure 2 La figure 9 est une autre coupe transversale suivant le plan IX-IX de la figure 2. La figure 10 est une vue de profil de l'avion, train d'atterrissage sorti. La figure Il est une vue de face de l'avion, train d'atterrissage sorti ; et La figure 12 est une vue en perspective isométrique de la queue du fuselage d'un avion réalisé suivant l'invention. Le fuselage conforme à l'invention, dit n à double corps" forme en coupe transversale deux renflements situés cote à côte, ces deux renfolements étant constitués par deux parois 1 et 2 à section en forme de "O", se faisant mutuellement face par leur concavité, et réunies l'une à l'autre par des lignes de joint 3 et 4 constituérsspar les lèvres formées par les extrémités des branches desdits "C" (voir en particulier la figure 4). Vers Itarrière de l'avion les parois 1 et 2 diminuent progressivement de diamètre, et elles se terminent par des parties d'extrémité qui forment respectivement une nacelle 5 et une nacelle 6 dont la section est de forme générale circulaire et qui sont situées cote à cote. Du fait de la diminution progressive du diamètre de leur section, les parois 1 et 2 se séparent l'une de l1autre, vers l'arrière du fuselage, et la figure 1 montre en pointillés et de profil les lignes de joint 3 et 4 qui se raccordent l'une à l'autre pour former l'extrémité arrière 17 de la surface de raccordement des deux parois. A--liintérieur dés parois 1 et 2, et à l'avant du plan de coupe VIII-VIII, se trouve la cabine 28 des passagers dont le plancher est désigné en 29. Cette cabine est pressurisée et fermée à l'arrière par une cloison 30 étanche à la pression et ayant la forme de deux hémisphères qui s'intersectent. L avion est équipé de deux turbo-réacteurs arrière 7 et 8 à ventilateur auxiliaire comportant chacun un générateur de gaz 7a, 8a, et un ventilateur 7b, 8b. Les générateurs de gaz 7a et 8a sont rFspectivement logés dans la nacelle 5 et-dans la nacelle 6. Les ventilateurs 7b et 8b sont respectivement logés dans un conduit 9 et dans un conduit 10, respectivement formés eux-mêmes par un capotage 11 et un capotage 12 qui entourent les nacelles 5 et 6o Les surfaces extérieures des capotages 11 et 12 situés cote à côte sont convenablement raccordées l'une à l'autre, ainsi qu'on le voit sur les dessins. Les conduits délimités par ces capotages sont séparés par une cloison médiane commune 26.De la sorte, chacun des ventilateurs 70 et 8b aspire l'air par une entrée de section sensiblement annulaire, ces deux entrées d'air étant délimitées par les capotages 11 et 12 d'une part, et les. nacelles 5 et 6 d'autre part. La cloison médiane 26 contribue à la résistance de la structure, mais sa présence n'est pas essentielle du point de vue aérodynamique. Les détails de la construction des générateurs de gaz 7a et 8a et des turbines qui mettent en rotation les ventilateurs 70 et 8b ne font pas partie de la présente invention et, par conséquent, ces éléments ne sont que représentés schématiquement sur la figure 5 Il est nécessaire que chacun des ventilateurs soit situé dans une zone où le diamètre de la nacelle à laquelle il est associé est relativement petit. C'est pourquoi, il n'est pas possible de les placer à l'avant de leurs générateurs de gaz respectifs ; ils doivent être situés soit à l'arrière de leur générateur de gaz, soit latéralement à la partie arrière de ce générateur, c'est-à-dire à l'arrière de la majeure partie de celui-ci. Une caracté.rti3t avantageuse du fuselage à double corps réalisé suivant l'inventlon consiste en ce que les commandes et autres rvlces peuvent être logés dans deux passages 13 et 14 non pressurisés, qui s'étendent sur la plus grande partie de la longueur du fuselage, ce qui facilite les opérations d'entretien, diminue le nombre des joints étanches à la pression nécessaires aux traversées des cloisons étanches par les commandes, et permet d'éviter que ces commandes n'empiek tent sur le volume pressurisé disponible.Les passages 13 et 14 sont respectivement fermés par un carénage mince 15 et un carénage mince 16 qui rel-ient respectivement les parties supérieure et inférieure des parois 1 et 2 Ges carénages 15 et 16 se prolongent à l'arrière au-delà de la ligne de raccordement arrière 17 des parois 1 et 2 eg.convergeant graduellement, de façon à former enfin un carénage unique 18 qui se termine par un bord de fuite 19 situé juste à l'avant des ventilateurs 70 et 8b. En fait, ce carénage 18 remplit l'intervalle qui sépare llune de l'autre les deux nacelles 5 et 6.Ainsi qu'on le voit clairement sur la figure 3, la cloison médiane 26 s'étend verticalement vers le haut et vers le bas à partir de ce carénage 18, et rejoint respectivement les capotages 11 et 12o La -configuration générale de l'arrière de l'avion rend difficile l'emploi de gouvernes de type classique et, par suite, des.gouvernes du type "papillon' doivent être prévues0 De telles gouvernes sont constituées par des plans 20 et 21 formant entre eux un dièdre rectangle, partant respectivement des nacelles 5 et 6 et des capotages Il et 12, et faisant chacun avec l'horizontale un angle d'environ 450 Du fait de leur position oblique sur l'horizontale, ces plans 20 et 21 stabilisent l'avion à la fois en tangage et en roulis.Le bord d'attaque de chacun de ces plans s'avance vers l'avant, à son emplanture. Les générateurs de gaz 7a et 8a aspirent respectivement par un conduit 22 et un conduit 23 qui s'étendent vers l'avant dans les nacelles 5 et 6 et dans la queue du fuselage, pour venir déboucher respectivement par des entrées d'air 24 et 25 situées l'extérieur du fuselage et respectivement à l'avant des emplantures des plans stabilisateurs 20 et 21. Ces entrées d'air 24 et 25 sont ainsi situées à l'avant et én partie à l'extérieur de l'entrée d'air annulaire de leurs ventilateurs auxiliaires respectifs, Vus de profil, les axes des moteurs 7 et 8 sont inclinés de façon que leur tuyère d'éjection soit dirigée légèrement vers le bas. Cette disposition permet de donner aux conduits 22 et 23 des courbures moins prononcées, et plus aptes à remplir leur fonction. Vus en plan, les axes des moteurs 7 et 8 sont obliques l'un par rapport à l'autre et par rapport à l'axe longitu- dinal de ltavion, de sorte que les jets de gaz sortant des moteurs se réunissent à l'arrière de l'avion. Un carénage 27 vertical et à flancs sensiblement plans est prévu à l'arrière des capotages 11 et 12, entre les deux jets de gaz des moteurs. Les tuyères d'éjection 28 et 29 de ces moteurs ont par suite une section en forme de "D", ainsi qu'on le voit en particulier sur la figure 4, les flancs plans du carénage 27 constituant les jambages droits adjacents des "D" de ces sections. Cette disposition facilite la réunion sans turbulence des jets émis par les moteurs, et elle diminue la traînée provenant de l'interaction de ces jets. D'autre part, l'obliquité en plan des axes des moteurs aide à donner aux conduits 22 et 23 des courbures moins prononcées. La construction du fuselage d'avion qui vient d'être décrite diminue la transe, du fait que la présence des moteurs augmente de peu la surface frontale de l'avion, et parce que les conduits 9 et 10, du fait qu'ils sont situés respectivement à l'arrière des parois 1 et 2 des bulbes ou renflements du fuselage, permettent aux ventilateurs d'aspirer dans la couche limite de ces bulbes, laquelle est génératrice de traînée. De plus, les interactions nuisibles entre les filets d'air qui s'écoulent le long du fuselage et le long des nacelles des moteurs sont réduites à un minimum. Le fuselage à corps multiples accotés réalisé suivant l'invention donne naissance à une tramée notablement inférieure à celle des fuselages de dimensions comparables et de section sensiblement cylindrique, du fait de la diminution des surfaces latérales en contact avec l'air, et il permet de plus de réaliser des économies de poids sur la structure de l'avion, par un emploi plus rationnel des procédés de construction courants D'autre part, la configuration du fuselage conforme à l'invention permet l'emploi d'un train d'atterrissage dont les jambes ne sont pas, ou seulement de très peu plus longues que celles des trains d'atterrissage des avions à réaction subsoniques actuels. Bien entendu, la présente invention n'est pas limi tée au mode de réalisation décrit, mais stétend à toutes les variantes conformes à son esprit. REVENDICATIONS 1 - Avion munis de moteurs du type turbo-réacteur à ventilateur auxiliaire et double flux, comportant chacun un générateur de gaz et un ventilateur ; cet avion étant caractérisé en ce que son fuselage forme en section une pluralité de renflements juxtaposés constitués chacun par une paroi de forme générale partiellement cylindrique et dont le diamètre diminue graduellement vers l'arrière en direction de parties d'extrémité séparées et situées l'une à coté de autre, chacune de ces parties d'extrémité formant une nacelle dans laquelle est logé le générateur de gaz de l'un des moteurs, et étant entourée d'un capotage délimitant un conduit annulaire qui l'entoure et dans lequel est logé le ventilateur du moteur considéré, le générateur de gaz de ce moteur étant situé en totalité ou en majeure partie à l'avant de ce ventilateur0 2 - Avion selon la Revendication 1, caractérisé en ce que son fuselage forme deux renflements ou corps accotés, et en ce que les surfaces latérales desdits carénages sont raccordées l'une à l'autre de façon à former une seule surface continue exempte de variations brusques de courbure. 3 - Avion selon la Revendication 2, caractérisé en ce que chacun des ventilateurs de ses moteurs aspire par une entrée d'air séparée de forme générale annulaire, limitée par le carénage et par la nacelle du moteur considéré, et en ce que le générateur de gaz de chacun de ses moteurs aspire par une entrée d'air située à lavant et en partie à l'extérieur de l'une desdites entrées d'air annulaires. 4 - Avion selon l'une des Revendications 1, 2 et 3, caractéri- sé en ce qu'il comporte des gouvernes de stabilisation et de commande constituées par des plans formant, de manière connue, un dièdre sensiblement rectangle, et qui s'étendent respectivement sur l'un et l'autre coté de la queue du fuselage. 5 - Avion selon la Revendication 4 considérée comme faisant suite à la Revendication 3, caractérisé en ce que l'entrée d'air du générateur de gaz de chacun de ses moteurs est située à la base de l'emplanture de l'un desdits plans formant entre eux un dièdre sensiblement rectangle. 6 - Avion selon la Revendication 2, caractérisé en ce que chacun de ses moteurs est muni d'une tuyère d'éjection à section en forme de "D", les jambages droits des "D" formés par ces sections étant adjacents.