Brevet FR2585326A1 — publié le 19870130

CONFIGURATION D'ARRIERE DE FUSELAGE D'AVION L'invention se rapporte à un arrière relevé de fuselage d'avion, de section droite non circulaire, ayant une conformation telle que la ligne reliant les centres de gravité des sections droites de l'arrière ait une allure ascendante en direction de la queue. De tels arrières de fuselage sont connus en soi. Par exemple, le brevet allemand DE 674 433 montre déjà une portion de fuselage différant de la forme circulaire, ou le brevet américain US 3 955 781 montre une section droite analogue pour un avion à aile delta. Est également connue, la forme de section droite circulaire de l'avion de trans- port Airbus connu. La présente invention a pour but de réaliser une modification de section droite d'arrière, avec laquelle le développement de la couche-limite, notamment contre le côté inférieur de l'arrière, sera amélioré ainsi que le comportement de décollement de l'écoulement, et avec laquelle la résistance aérodynamique du fuselage sera réduite par rapport à l'état de la technique. Selon l'invention, ce but est atteint par le fait que le centre de gravité de la section droite des couples est décalé vers le bas par rapport à une section droite circulaire de sorte que des renflements sont produits sur le côté inférieur de la section droite, les contours inférieur, supérieur et de délimitation latérale restant toutefois inchangés dans la section droite, c'est-à-dire que les projections verticale et latérale de ces contours sont conservées. Parmi les diverses possibilités de mise en oeuvre, l'invention prévoit notamment que: - sur la queue, le rayon (r2) des renflements inférieurs correspond à la forme r2 = 0,25 r (1) o r2 étant le rayon de la structure circulaire. - l'évolution de la distance et de ce rayon (r2) en fonction de la coordonnée d'arrière est linéaire et se détermine selon les formules (2), (3) et (4) indiquées plus loin dans la description: - il y a, de la queue à la partie cylindrique, une transition progressive correspondant aux formules (3) et (4) indiquées plus loin. Les caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus complètement dans la description présentée ci-après, à titre d'exemple non limitatif, en tenant compte, à titre comparatif, de l'état de la technique. Cette description est complétée, de manière non limitative, par les dessins annexés dont les figures représentent: la figure 1, une illustration schématique la modification V0 connue pour Airbus, ainsi que les modifications V2 et V3 des exemples de réalisation décrits - la figure 2, une illustration schématique des modifications de fuselage VO, V2 et V3 dans le même système de coordonnées; - la figure 3, un diagramme de l'évolution du rayon ro de la forme de couple initiale, des paramètres al, a2, rl, a3, r2'des formes modifiées, et des rapports périmétriques (Uv, U0) ainsi que des rapports surfaciques (Fv, F) dans la région de l'arrière (1 = 0); - les figures 4a, 4b, 4c, les tracés de coupes transversales successives de la moitié droite du fuselage considéré par l'arrière, la figure 4a correspondant à VO, 4b à V2 et 4c à V3; - les figures 5a, 5b, 5c, des diagrammes des lignes d'écoulement sans frottement et des lignes d'écou- lement-limite sur paroi dans le plan x de VO, V2 et V3 selon les figures 4a, 4b, 4c; - les figures 6a, 6b et 6c, des diagrammes relatifs à l'épaisseur de couche-limite et à l'épaisseur de déplacement dans le cas du couple A selon la figure 1; - les figures 7a, 7b et 7c des diagrammes relatifs - & l'épaisseur de couche-limite et à l'épaisseur de déplacement dans le cas du couple selon la figure 1; - les figures 8a, 8b, des illustrations schéma- tiques des formes de décollement approximatives, la figure 8a concernant les formes de décollement sur le fuselage, pour VO, et la figure 8b concernant les formes de décol- lement pour la modification d'arrière V3. La présente invention s'est donnée comme but de trouver une modification avec laquelle - sans compromettre les performances et valeurs antérieures - la section droite circulaire pourra être sensiblement conservée. On parvient à une telle modification en dotant de renflements "W" la section droite circulaire à l'arrière, cela de manière telle que les projections verticale et latérale du contour soient conservées. Pour cela, le calcul et la modification sont établis sur les bases suivantes: au début de l'arrière de fuselage selon la figure 1, la déformation est nulle ( = O). A la queue, elle est maximale ( = 1). La coordonnée d'arrière dépend comme suit de la coordonnée x: = Cl (x' - c2) (2) Dans cette relation, c1 = (Lref - c2), et c2 est la longueur de la pointe du nez jusqu'au commencement de l'arrière. L'évolution de la distance a3 et du rayon r2 est linéaire en: a 3V-2 r (3) 4 o r2 = ro (1 - 3/4 e) (4), soit r2 = 0,25 ro (1); ro (rayon de la forme de couple circulaire) variant de manière non linéaire par rapport à. Les interdépendances sont clairement indiquées sur la figure 2. Sur la figure 3, on a représenté les fonctions précitées et, en outre, le rapport périmétrique UV/Uo, Uo étant le pourtour de couple selon l'état de la technique et Uv correspondant à la forme modifiée selon l'exemple de réalisation. De plus, on a représenté le rapport de surfaces FV/Fo pour les deux modifications V2 et V3. On peut voir que, pour la modification V2, les deux rapports sont proches de 1, de sorte que cet arrière présente la même surface extérieure balayée et le même volume que la modification Airbus VO connue. Dans le cas de la nouvelle modification V3, on peut voir que la surface balayée et le volume sont plus importants que dans le cas VO. Pour illustrer cela sur les figures 4a, 4b et 4c, on a représenté les contours de coupes transversales successives concernant les modifications précitées VO, V2 et V3. La figure 5 illustre une comparaison entre les lignes d'écoulement sans frottement et les lignes d'écoulement-limite sur paroi, dans le plan xi. Il s'avère que, du côté supérieur, l'écoulement sans frottement est au maximum de divergence pour VO et au minimum pour la modification V3. La convergence sur le côté inférieur est certes minimale pour la modification V2 mais, dans ce cas, la courbure des lignes d'écoulement est encore déterminante pour le comportement de la couche-limite. Cette courbure présente, pour VO, une convergence très accusée des lignes d'écoulement-limite sur paroi du côté inférieur du fuselage, tandis que, pour V2, ces lignes sont presque parallèles à la ligne de symétrie inférieure, et sont même légèrement convergentes pour V3. Ceci étant, pour être en mesure de prévoir le processus de décollement probable, il faut recourir à d'autres grandeurs calculées et l'on obtient les situations illustrées par les figures 6 et 7, pour les couples A et B selon la figure 1. Sur la figure 6, on a représenté l'épaisseur de couchelimite et l'épaisseur de déplacement 91 dans la section droite du fuselage, 1 i pour le couple A (x = 0,74 et x = 0,89), et l'on peut voir que, dans le plan de section droite x1 = 0,74, dans les trois cas VO, V2 et V3, la totalité de l'écoulement est convergente à la ligne de symétrie inférieure. Cela conduit à l'épaississement visible de la couche-limite dans cette région. Il en est tout autrement des répartitions d'épaisseur pour le couple B, avec x = 0,89, selon la figure 7. Alors que, dans le cas du fuselage VO, un fort épaississement se produit à la ligne de symétrie inférieure, il n'y a, pour les fuselages modifiés V2 et V3, qu'un renflement des contours d'épaisseur à proximité du plan de symétrie inférieur, cela étant particulièrement marqué pour V3. En examinant la figure 6, on peut voir que la couche-limite est plus épaisse sur le côté inférieur de l'arrière que sur le côté supérieur. Le rapport de l'épaisseur de la couche-limite à l'épaisseur de déplacement est du même ordre de grandeur que le rapport de la couche-limite bidimensionnelle à exposant 1/7. Dans le cas du fuselage de VO, la couche-limite sur le côté inférieur de l'arrière est d'environ 10% plus épaisse qu'au fuselage de V3. Dans le cas du couple B (figure 7), ces rapports montrent que la section droite située au bord antérieur du gouvernail de profondeur, pour la modification VO, présente un renflement du contour d'épaisseur indiquant une veine tourbillonnaire ou un décollement avec tourbillon en cornet, qui se transforme toutefois, en direction de la ligne de symétrie inférieure (x2 = 0,5), en une forme indiquant un décollement bidimensionnel, éventuellement un sillage. Il en est différemment pour le fuselage avec la modification d'arrière selon V2 et V3. Ici, le contour d'épaisseur est renflé de façon telle que seule une veine tourbillonnaire ou un décollement avec tourbillon en cornet apparaisse, et qu'il n'y ait pas de décollement à proximité de la ligne de symétrie inférieure. Pour ce qui est des répartitions des contraintes de cisaillement sur paroi, il convient d'indiquer qu'avec la modification VO on observe une forte décroissance au plan de symétrie inférieur et qu'avec la mofication V3, ces contraintes varient sensiblement plus progressivement. Pour ce qui est du décollement avec les formes de fuselage VO et V3, on peut voir que, dans le cas de VO, il y a, pour x1 = 0,9, formation d'une bulle de décollement fermée qui se place sur le côté inférieur de l'arrière. Le renflement du contour d'épaisseur, en même temps que la convergence des lignes d'écoulement-limite sur paroi, montre la possibilité de décollement avec tourbillon en cornet, en configuration fixe, à gauche et à droite de la ligne de symétrie (figure 8a). Dans le cas du fuselage avec la modification d'arrière V3, seul le décollement avec tourbillon en cornet apparaît pour x1 = 0,9. Il n'y a pratiquement pas lieu de s'attendre à un décollement de couche-limite en contact immédiat avec la ligne de symétrie inférieure, c'est-à-dire que la couche-limite sur le côté inférieur de l'arrière risque à peine de se décoller, contrairement aux modifications VO. Des considérations et calculs précédents, il ressort que, dans le cas de l'arrière relevé d'Airbus, on peut obtenir un comportement de couchelimite plus favorable sur le côté inférieur de l'arrière en déplaçant vers le bas le centre de gravité "S"' de la section droite des couples. La modification d'arrière V3 proposée est, comparativement à l'état de la technique, plus facile à réaliser car la section droite circulaire initiale est conservée, même si le volume et la surface sont plus grands. Cette nouvelle modification d'arrière présente un comportement de décollement et de résistance plus avantageux. L'aile guide, de la même manière que l'arrière relevé, l'écoulement sans frottement et par conséquent la couche-limite en dessous de l'arrière, et l'écoulement incident arrivant sur le gouvernail de profondeur, à proximité du fuselage, est amélioré. REVENDICATIONS 1. Arrière relevé de fuselage d'avion, de section droite non circulaire, caractérisé en ce que le centre de gravité (S) de la section droite des couples est décalé vers le bas par rapport à une section droite circulaire de sorte que des renflements (W) sont produits sur le côté inférieur de la section droite, les contours inférieur (U), supérieur (T) et de délimitation latérale (K) restant toutefois inchangés dans la section droite, c'est-à-dire que les projections verticale et latérale de ces contours sont conservées. 2. Arrière de fuselage selon la revendication 1, caractérisé en ce que, sur la queue ( = 1), le rayon (r2) des renflements inférieurs (W) correspond à la forme r2 = 0,25 ro -(1) r étant le rayon de la structure circulaire (VO). 3. Arrière de fuselage selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'évolution de la distance (a3) et du rayon (r2) en fonction de la coordonnée d'arrière (e) est linéaire et se détermine selon les formules suivantes: - = c1(x1 - c2) a3 = r (3) /4 r2 = ro (1 - 3/45) (4) dans lesquelles c1 = longueur (Lref-c2), et c2 est la lon- gueur de la pointe du nez jusqu'au commencement de l'arrière. 4. Arrière selon les revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il y a, de la queue à la partie cylindrique, une transition progressive correspondant aux formules (3,4).