Brevet FR2803822A1 — publié le 20010720

La présente invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant et le niveau de bruit au décollage sont très inférieurs à ceux des avions existants ou en projet. Cette invention complète le brevet antérieur du même auteur, demandé en France sous le n 98 13354, où il est déjà proposé d'utiliser des turboréacteurs "supersoniques" optimisés pour la seule croisière supersonique et des turboréacteurs "subsoniques" assurant la plus grande partie de la poussée au décollage, la quasi-totalité de la poussée en croisière subsonique et s'escamotant dans le fuselage pendant les phases de vol supersonique. Les turboréacteurs supersoniques ont une petite section et un petit rapport (ou taux) de dilution alors que les subsoniques ont une grande section et un grand rapport de dilution. Il est proposé ici de stocker côte à côte les moteurs subsoniques dans le fuselage pendant les phases de vol supersonique et d'assurer leur déplacement sans structure lourde supplémentaire et sans motorisation encombrante et pesante. Ceci implique que ce fuselage soit placé sous les ailes et ait une section aplatie non circulaire. Il existe déjà des avions à fuselage sous les ailes, même très lourds tels que les Antonov 124 ou 225, mais ils ne sont pas supersoniques. Les avions de transport à fuselage non circulaire sont rares, l'exemple le plus connu étant le Boeing 747 mais sa grande dimension est verticale alors qu'elle est horizontale dans la présente invention. II a déjà été expliqué, dans le brevet antérieur de référence, pourquoi il est nécessaire d'utiliser des moteurs différents pour les phases de vol subsonique et supersonique, à la différence des projets actuels qui proposent des transformations de moteurs d'un type unique. Ces arguments sont simplement résumés ici. L'optimisation en poids et en consommation en vol supersonique implique un rapport de dilution d'environ 0,7. L'optimisation en poids et consommation en vol subsonique implique un rapport de dilution proche de 10. Quant au bruit, dont le niveau sonore devra être inférieur, pour chaque point de contrôle, d'environ G décibels par rapport aux normes actuelles (OACI, Annexe 16, Chapitre 3), il nécessite une limitation de la vitesse d'éjection au décollage proche de 300 m/s qui implique un rapport voisin de 3 entre la section de captage d'air au décollage et celle en vol supersonique. II est impossible d'obtenir de telles caractéristiques avec des transformations d'un même t-\lpe de moteurs, qu'il s'agisse de moteurs à cycles variables ou de moteurs équipés d'éjecteurs. C'est pourquoi l'utilisation, sur un même avion, de turboréacteurs de types très différents, correspondant aux objectifs chiffrés précédents, a été revendiquée dans le brevet de référence. Cependant, des projets basés directement sur les dessins de ce brevet antérieur conduisent à des poids trop grands pour les structures de manoeuvre des turboréacteurs rétractables et pour la motorisation de ces structures. Par exemple, les bras pivotant par le bas, qui apparaissent sur la figure 4 de ce brevet antérieur, impliquent une augmentation de hauteur (donc de poids) de l'avion, ainsi qu'un poids important pour les bras eux- mêmes et leurs supports et un autre poids important pour leur motorisation. Il est proposé de remédier à tous ces graves inconvénients par les dispositions revendiquées dans la présente invention. La démarche inventive ayant conduit à ces nouvelles dispositions est la suivante. I1 faut d'abord éviter que le déplacement des moteurs escamotables nécessite des structures lourdes autres que celles qui existent déjà de toute façon. Ensuite, pour que la motorisation de ces déplacements soit la plus petite possible (en encombrement, en poids et en consommation d'énergie), il faut que ces déplacements se fassent en translation horizontale. Si les turboréacteurs sont attachés sous les ailes, ceci implique de placer leur volume de rangement, c'est-à-dire le fuselage, également sous ces mêmes ailes. Les chariots de déplacement des turboréacteurs subsoniques roulent alors sur des longerons de la voilure. Mais, pour ranger côte à côte les gros turboréacteurs subsoniques, le fuselage ne peut pas avoir une section transversale circulaire car sa résistance au vent serait trop grande. Cette section transversale du fuselage doit être la plus proche possible de la juxtaposition des sections circulaires nécessaires à l'escamotage des turboréacteurs subsoniques. Pour un gros avion de transport, ceci conduit nécessairement à une cabine relativement large (grand nombre de sièges par rangée) mais peu haute, ce qui implique que les bagages ne peuvent pas être rangés dans un espace en-dessous des sièges. Mais le nombre de rangs de sièges gagnés, à total de sièges constant, grâce à l'augmentation du nombre de sièges par rangée, permet non seulement d'affecter un tronçon de fuselage au rangement des turboréacteurs mais encore de disposer de tronçons pour le fret tant en amont qu'en aval de la soute à moteurs. Le carburant trouve sa place dans les ailes, à l'arrière du fuselage, dans les volumes sous les sièges et dans une partie des tronçons à fret. L'élargissement de la cabine lui donne une bonne résistance à la flexion dans le plan horizontal; par contre, dans le plan vertical sa diminution de hauteur peut nécessiter des renforts extérieurs dans le plan de symétrie vertical de l'avion. Ces plans de raidissement, éventuellement complétés par des renforts dans le même plan à l'intérieur de la cabine, permettent de réduire la surface du plan de dérive arrière et donc aussi sa masse et sa section transversale à la vitesse. Enfin, compte tenu de la très faible participation à la poussée des turboréacteurs supersoniques pendant la phase d'approche, ceux-ci n'ont pas à être équipés d'inverseurs de poussée; pour optimiser au mieux leur rendement en vol supersonique, ils n'ont pas besoin non plus de dispositifs réglables d'entrée d'air, d'écopes et de tuyères, ni d'éjecteurs, ce qui réduit d'autant leur poids et leur coût et améliore leur fiabilité. Un premier mode de réalisation de l'invention, correspondant à un gros avion de transport, est maintenant exposé en détail avec référence aux figures. Il est suivi d'un second mode de réalisation correspondant à un avion d'affaires. Les valeurs numériques mentionnées résultent de l'état de l'art antérieur et des activités de recherche de l'inventeur. Les figures 1 à 5 se rapportent à un gros avion de transport. La figure 1 est une vue de face de l'avion montrant un turboréacteur subsonique escamoté et l'autre en position de vol. La figure 2 est une vue partielle de dessous de la même configuration. La figure 3 est une vue partielle de côté. La figure 4 est une section transversale de la cabine des passagers. La figure 5 est une section transversale dans un plan où se trouvent les turboréacteurs subsoniques. La figure 6 est un schéma en vue de dessus du chariot de déplacement d'un turboréacteur subsonique et de ses rails-longerons. La figure 7 est une vue de face partielle d'un avion d'affaires. La première description porte sur un avion d'environ 300 passagers ayant une masse totale au décollage d'envi ron 350 tonnes. Les éléments qui ne sont pas décrits en détail, tels que la voilure ou les trains d'atterrissage, sont censés correspondre à des dispositions déjà proposées par ailleurs. Chacun des deux turboréacteurs supersoniques a un rapport de dilution de 0,7, un diamètre d'entrée d'air de 2 m et un poids approximatif de 5 tonnes. La poussée de chacun de ces moteurs est typiquement de 160 kN au décollage, presque nulle en croisière subsonique, de 280 kN en montée transsonique et de 150 kN en croisière supersonique. Chacun des deux turboréacteurs subsoniques a un rapport de dilution proche de 10, un poids de 7 tonnes et un diamètre de moins de 3 m. La poussée de chacun de ces moteurs est typiquement de 400 kN au décollage et de 130 kN en croisière subsonique. La figure 1 montre comment les turboréacteurs su personiques (21 et 22), les turboréacteurs subsoniques (11 et 12) et le fuselage (1) sont placés sous les ailes (4). Le turboréacteur subsonique droit (12) est représenté escamoté dans le fuselage (1) alors que le gauche est en position de travail. La forme de la section transversale du fuselage (1) est proche de la juxtaposition de deux cercles de 3 m de diamètre environ. Sur la vue de dessous de la même configuration, figure 2, il apparaît que, pour éviter un rétrécissement trop rapide de la forme arrière de ce fuselage aplati, celui- ci se termine non pas par une pointe mais par un bord de fuite horizontal (40). La figure 3, en plus des éléments principaux déjà décrits, montre les plans verticaux de raidissement, (41) en haut et (42) en bas. II en résulte une hauteur (et donc une épaisseur et un poids) modérée du plan de dérive (43). La figure 4 est un exemple de disposition des sièges où, en plus des plans verticaux de raidissement (41 et 42), apparaît aussi le renfort intérieur de structure (44). Ces éléments ne sont. pas des pénalités de masse mais résultent simplement de l'optimisation, en raideur et en masse, du fuselage. Cette même figure montre aussi comment un longeron de voilure (45) traverse la cabine. Il apparaît clairement que l'espace inférieur (4G) sous le plancher est insuffisant pour le rangement des bagages de soute alors que les bagages de cabine peuvent se loger dans des volumes importants. La section transversale de la figure 5 se situe au niveau des derniers longerons (50) de la voilure (4). Le turboréacteur subsonique droit (12) est escamoté dans le fuselage (1) alors que le gauche (11) est en position de travail. Chacun repose sur un chariot (51 et 52) roulant sur le longeron (50). La motorisation de chaque chariot peut se trouver sur lui-même ou dans le fuselage avec une liaison par câble comme sur un chariot de flèche de grue horizontale; ces éléments de motorisation, réalisés suivant l'art déjà connu, n'étant pas représentés sur la figure. Les raidisseurs (41 et 42) déjà décrits sont représentés ainsi que la porte (61) de fermeture de la soute de moteur gauche dans sa position ouverte, celle (62) du moteur droit étant fermée. Seuls le turboréacteur subsonique gauche (11) et son chariot (51) sont représentés sur la figure 6. Ce chariot se déplace en roulant sur les longerons-rails (50 et 60); en fin de course, il vient se fixer sur les attaches (53 et 63) solidaires de la structure de l'aile (4, non dessinée) pour permettre au moteur de transmettre ses efforts de poussée. Les portes de soutes (61 et 62) ouvertes apparaissent coupées dans le plan horizontal médian du fuselage. Les câbles électriques de commande et de puissance ainsi que les canalisations de carburant ne sont pas représentés. Ils peuvent rester attachés aux moteurs (1 1 et 12) et se replier avec eux dans la soute ou bien se déconnecter des moteurs (11 et 12) lorsque les chariots (51) quittent leurs ancrages (5 3 et 63). Si le poids d'ensemble des chariots (51-52) est de 1 tonne, le poids total de l'installation motrice est de 25 tonnes, c'est-à-dire pas plus que celle des projets semblables connus qui sont incapables de satisfaire les normes de bruit actuelles et a fortiori les futures. Un second mode de réalisation correspond à un avion d'affaires de 34 tonnes représenté en vue de face sur la figure 7. Ses deux turboréacteurs supersoniques (21-22) ont un diamètre de 0,65 m avec un rapport de dilution inférieur à 1 et ses deux turboréacteurs subsoniques (11-12) ont un diamètre de 0,95 m avec un rapport de dilution voisin de 10; sur la figure 7, le droit (12) est escamoté alors que le gauche (11) est en position de travail. Pour un fuselage (1) dont le diamètre est d'environ 2 m, le problème géométrique est très différent de celui du premier mode de réalisation (gros avion de transport). La section circulaire de la cabine, toujours placée sous la voilure (4), évolue vers une surface réduite au niveau de la soute à moteurs avec seulement un léger élargissement (70) et une sensible remontée (71) du bas de fuselage. Le poids total de la motorisation est évalué à 3,2 tonnes se décomposant ainsi: 0,8 tonne pour chaque turboréacteur supersonique, 0,7 tonne pour chaque subsonique et 0,1 tonne pour chaque chariot. Le reste de la description est similaire à celui du premier mode de réalisation. Les exemples décrits ci-dessus ne sont pas limitatifs. Le nombre des turboréacteurs, leurs positions transversales et axiales, leurs caractéristiques peuvent être différents de ceux correspondant aux figures. La revendication de déplacement horizontal des turbosoufflantes s'applique également à des moteurs (11 12) placés, ainsi que le fuselage (1), au-dessus de la voilure (4). A la différence des projets déjà connus, l'avion supersonique selon la présente invention ne nécessite pas de gros développements de moteurs entièrement nouveaux. L'application de l'invention à une fabrication industrielle ne nécessitera qu'une étude de projet dont les calculs de structure seront les éléments les plus innovants. REVENDICATIONS 1) Avion supersonique, à faible consommation de carburant et à faible bruit au décollage mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé par un ou des turboréacteurs (11 et 12) à rapport de dilution au moins égal à 3 assurant la majeure partie de la poussée au décollage et pouvant se déplacer uniquement par une translation horizontale (ou presque) de leur position de travail à leur soute d'escamotage dans le fuselage (1). 2) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé par un chariot (51) permettant de déplacer à l'horizontale (ou presque) un turboréacteur (l 1) à rapport de dilution au moins égal à 3. 3) Avion supersonique selon les revendications 1 et 2, caractérisé en ce que chaque chariot (51) roule sur des rails constitués par les longerons (50 et 60) de l'aile (4), dont la section est choisie de façon à permettre cette fonction. 4) Avion supersonique selon les revendications 1 et 2, caractérisé en ce que le chariot (51) amène en position de travail le turboréacteur (11) sur les attaches d'ancrage (53 et 63) solidaires de la structure de l'aile (4) pour transmettre la poussée pendant le fonctionnement. 5) Avion supersonique ayant un fuselage (1) placé sous l'aile (4), caractérisé en ce que la section droite de ce fuselage (1) permet de ranger côte à côte deux turboréacteurs (11 et 12) escamotables ayant un rapport de dilution au moins égal à 3 et assurant la majeure partie de la poussée au décollage. 6) Avion supersonique selon la revendication 5, caractérisé en ce que la section transversale du fuselage(1) est dessinée autour de deux cercles tangents situés dans un même plan horizontal, chacun de ces cercles ayant un diamètre un peu supérieur au diamètre des moteurs (11 et 12) qui y sont escamotés pendant les phases de vol supersonique. 7) Avion supersonique selon les revendications 5 et 6, caractérisé en ce que la raideur du fuselage (1) est renforcée par des éléments de structure placés dans son plan vertical de symétrie, soit à l'extérieur (41 et 42), soit à l'intérieur (44) du fuselage (1 ). 8) Avion de transport supersonique selon la revendication S, comportant un ou des turboréacteurs (21-22) à faible rapport de dilution, optimisés pour la seule croisière supersonique, l'avion et ses moteurs étant caractérisés par l'absence, nécessaire en vue de diminuer le poids et d'améliorer le rendement, d'un ou de plusieurs ou de la totalité des dispositifs suivants: - entrée d'air à géométrie variable; - écopes d'augmentation de la section de captage d'air; - tuyère adaptable; - éjecteur; - inverseur de poussée. 9) Procédé de diminution de la consommation de carburant et du niveau de bruit au décollage d'un avion supersonique, caractérisé en ce que un ou des turboréacteurs (11-12),à rapport de dilution au moins égal à 3 et assurant la majeure partie de la poussée au décollage, sont déplacés de leur position de travail (phases de vol subsonique) à leur position d'escamotage (phases de vol supersonique) par une translation horizontale pour minimiser le poids des structures et de la motorisation de déplacement. 10) Procédé de diminution de la consommation de carburant et du niveau de bruit au décollage d'un avion supersonique selon la revendication 9, caractérisé en ce que le contour de la section droite du fuselage (1) est le plus proche possible des turboréacteurs (l 1-12) qui y sont rangés, de façon à minimiser la surface perpendiculaire à la vitesse, ce contour étant voisin de deux cercles, tangents dans le plan de symétrie vertical et ayant un diamètre peu supérieur au diamètre des moteurs escamotables (11-12 ).