Brevet FR2928622A1 — publié le 20090918

La présente invention concerne un mât pour la suspension d'un moteur sous une aile d'un avion. Plus particulièrement, la présente invention concerne un mât pour un avion dont les ailes disposent de dispositifs hypersustentateurs qui sont interrompus au niveau de l'interface entre l'aile et le mât, conduisant en vol à grande incidence à une diminution des capacités de portance de l'aile. Dans les avions modernes, plus particulièrement les avions civils de transport, il est connu de suspendre les moteurs au-dessous de la voilure en utilisant des mâts de suspension. De tels mâts sont des structures travaillantes qui transmettent les efforts générés par les moteurs à la structure de l'avion, et assurent en outre le cheminement des systèmes carburant, électriques, hydrauliques et air entre le moteur et l'avion. La position des moteurs par rapport à l'aile est le résultat d'un 15 compromis. Pour des raisons aérodynamiques, les moteurs sont de préférence placés de sorte à maximiser la distance entre le moteur et l'aile. Pour des raisons de garde au sol du moteur lorsque l'avion est au sol, les moteurs ne peuvent cependant pas être placés très au-dessous de la 20 voilure. De manière courante, compte tenu des différentes contraintes d'installation, les moteurs sont positionnés en dessous de l'aile et essentiellement en avant du bord d'attaque de l'aile dans le prolongement de la corde locale de l'aile au niveau de laquelle corde locale le mât est fixé. Par ailleurs, les ailes de l'avion sont généralement pourvues d'un 25 dispositif hypersustentateur, comportant par exemple des becs, qui est situé notamment au niveau du bord d'attaque desdites ailes. Ce dispositif hypersustentateur, disposé au bord d'attaque sur la plus grande partie de l'envergure, est mobile entre : -une position rentrée dans laquelle le profil nominal de l'aile en 30 croisière est assuré, - une position déployée au moins dans laquelle ledit dispositif hypersustentateur est déployé vers l'avant de l'avion et vers le bas. La position déployée est plus particulièrement utilisée dans des phases de vol à vitesse réduite, lorsque l'incidence de l'avion est élevée pour diminuer la vitesse de vol, afin d'augmenter les coefficients de portance des ailes. Du fait des mâts qui maintiennent les moteurs, il est nécessaire d'interrompre le dispositif hypersustentateur au niveau du mât afin d'éviter les interférences mécaniques avec ledit mât, en particulier pour les ailes en flèche. Cette interruption du dispositif hypersustentateur introduit une discontinuité du bord d'attaque lorsque ledit dispositif est en position déployée qui est à l'origine de perturbations de l'écoulement aérodynamique. L'interruption du dispositif hypersustentateur dans la zone du mât est une cause de décollements prématurés sur l'extrados de l'aile, qui dégradent les performances aérodynamiques de l'avion et en particulier la valeur maximale du coefficient de portance de l'aile. Pour réduire les effets négatifs liés à l'interruption du dispositif hypersustentateur de bord d'attaque de la voilure, il est connu du brevet FR 2555960 d'utiliser un mât coudé qui est, dans la zone du bord d'attaque, localement perpendiculaire audit bord d'attaque. Le dispositif hypersustentateur, qui pour des raisons d'installation mécanique se déplace également perpendiculairement au bord d'attaque lorsqu'il est déployé, peut alors être ajusté pour réduire l'écart entre ledit dispositif déployé et le mât, pour limiter la discontinuité du bord d'attaque. Cette solution présente l'inconvénient de nécessiter un mât de géométrie complexe dont la forme n'est pas adaptée à une réduction maximale de la traînée en croisière. Il est également connu du brevet US 3744745 de positionner sur les nacelles des moteurs des ailettes qui, lorsqu'elles sont en incidence, génèrent des tourbillons qui se propagent sur l'extrados de l'aile dans la zone d'interruption du dispositif hypersustentateur, et retardent l'apparition des décollements aérodynamiques. Cette solution présente l'inconvénient d'introduire une pénalité en traînée lorsque l'avion est en croisière. En outre, du fait de leurs dimensions, l'installation des ailettes peut s'avérer délicate compte tenu des éléments mobiles de la nacelle et de la nécessité d'un positionnement aérodynamique précis. De plus, les ailettes peuvent introduire des contraintes dans les conditions d'interchangeabilité d'un moteur, avec sa nacelle, lorsque le moteur peut être monté sur différents modèles d'avions dont certains sans ailettes ou avec des ailettes différentes. Pour résoudre les problèmes susmentionnés, la présente invention propose un mât disposant notamment d'un élément pour générer en vol à grande incidence des tourbillons qui se propagent longitudinalement d'un bord avant dudit mât vers l'extrados de l'aile dans la zone où le dispositif hypersustentateur est interrompu. L'invention concerne un mât pour la suspension d'un moteur sous une aile d'un avion, ladite aile comportant un bord d'attaque pourvu d'un dispositif hypersustentateur mobile entre au moins deux positions dont une position déployée dans laquelle le dispositif hypersustentateur fait saillie vers l'avant du bord d'attaque pour augmenter un coefficient de portance de l'aile en vol à grande incidence et est interrompu dans une zone intermédiaire avant de l'aile située au niveau du bord d'attaque. Le mât comporte un bord avant s'étendant sensiblement en avant du bord d'attaque de l'aile entre une partie supérieure avant de raccordement à l'aile dans la zone intermédiaire avant et une partie inférieure avant de raccordement à une nacelle du moteur. Pour réduire les perturbations aérodynamiques liées à l'interruption du dispositif hypersustentateur, le mât selon l'invention comporte sur le bord avant un élément faisant saillie, de forme étroite et allongée, orienté sensiblement suivant une direction longitudinale du bord avant, de sorte qu'en vol à grande incidence de l'avion, l'élément faisant saillie génère au moins un tourbillon de l'écoulement aérodynamique se propageant vers la zone intermédiaire avant au dessus de l'aile. De préférence pour avoir une traînée générée par l'élément faisant saillie négligeable aux incidences de croisière, ledit élément faisant saillie est agencé à la surface du bord avant suivant une ligne de séparation d'écoulement aérodynamique en vol à faible incidence de l'avion. Pour favoriser la génération de l'au moins un tourbillon de l'écoulement aérodynamique en vol à grande incidence, l'élément faisant saillie comporte un bord supérieur libre qui soit est de forme arrondie dans un plan transversal, soit comporte au moins une arête sensiblement suivant la direction longitudinale. L'élément faisant saillie est avantageusement une pièce rapportée sur des panneaux de carénage formant le bord avant du mât, et comporte une base inférieure fixée, par exemple par rivetage, sur le bord avant dudit mât. L'élément faisant saillie est allongé entre une extrémité arrière au voisinage de la partie supérieure avant et une extrémité avant. L'élément est soit continu, soit discontinu et formé d'une pluralité de sous-éléments qui sont alignés sensiblement suivant la direction longitudinale. L'invention concerne également un avion comportant au moins un mât de suspension de moteur selon l'invention, pour la suspension de moteurs sous les ailes. La description suivante de modes de réalisation de l'invention est faite en se référant aux figures qui représentent de manière non limitative : - Figure 1, une vue schématique de dessus d'un avion comportant des moteurs fixés sous les ailes par des mâts, - Figure 2, une vue schématique partielle de dessus de l'avion de la figure 1 dans une zone d'un mât, - Figure 3, une vue schématique partielle en perspective d'un avion dans la zone d'un mât selon un premier mode de réalisation de l'invention, - Figure 4, une vue schématique partielle en perspective d'un avion dans la zone d'un mât selon un second mode de réalisation de l'invention, - Figures 5a, 5b, 5c et 5d, des vues schématiques partielles de sections dans des plans transversaux de différents modes de réalisation d'un mât de suspension selon l'invention, dans la zone d'un bord avant dudit mât. L'invention trouve application dans les avions comportant des moteurs suspendus sous les ailes par des mâts de suspension. Sur la figure 1, un avion 1 de ce type est représenté, vu de dessus. L'avion 1 comporte un fuselage 10 définissant un axe longitudinal 11 qui est orienté sensiblement suivant une direction de déplacement dudit avion. Dans la suite de l'exposé, une indication de sens vers l'avant est à considérer suivant l'axe longitudinal 11 comme correspondant au sens de déplacement normal de l'avion 1 en vol. Une indication de sens vers l'arrière correspond au sens opposé suivant l'axe longitudinal 11. L'avion 1 dispose latéralement au fuselage 10 d'une aile 2 sous laquelle au moins un moteur 4 est fixé par l'intermédiaire d'un mât 3 de suspension. L'aile 2 comporte une emplanture 20, du côté du fuselage 10 et une extrémité libre 21, opposée à ladite emplanture. L'aile 2 comporte également une face inférieure, dite intrados 22, et une face supérieure, dite extrados 23. L'aile 2 dispose dans sa partie avant, dite bord d'attaque 24, d'un dispositif hypersustentateur comportant des éléments mobiles, par exemple des becs à fente ou des becs Krueger. Dans la suite de l'exposé, on considère, de manière non limitative, un dispositif hypersustentateur comportant deux becs s'étendant suivant l'envergure de l'aile de chaque côté du mât 3, un premier bec 25 du côté de l'emplanture 20 de ladite aile, et un second bec 26 du côté de l'extrémité libre 21, visibles sur les figure 2, 3 et 4. Chaque bec 25, 26 est mobile entre au moins deux positions extrêmes : - une position rentrée, respectivement 25a et 26a, dans laquelle les becs assurent en condition de croisière la continuité géométrique des profils de l'aile dans la zone du bord d'attaque 24, - une position déployée, respectivement 25b et 26b (en traits discontinus sur la figure 2), dans laquelle lesdits becs font saillie vers l'avant du bord d'attaque 24, par un déplacement sensiblement perpendiculaire audit bord d'attaque. Le cas échéant, les becs 25 et 26 comportent une ou des positions intermédiaires entre la position rentrée et la position totalement déployée. La position rentrée 25a, 26a, est utilisée en vol de croisière, dans lequel l'avion est à faible incidence du fait de la vitesse de croisière et de la pression dynamique. La position déployée 25b, 26b, est essentiellement utilisée pour augmenter la valeur maximale du coefficient de portance de la voilure en vol à vitesse réduite, par exemple en phase de décollage, d'atterrissage ou d'approche, dans laquelle l'avion est à grande incidence. Une zone intermédiaire avant 27 est délimitée entre les deux becs 25 et 26 et correspond à la partie de l'aile 2 dans laquelle le mât 3 est fixé, du côté 10 de l'intrados 22 de ladite aile. Le moteur 4, par exemple un turboréacteur, est intégré dans une nacelle 40. Le mât 3 comporte une partie supérieure avant 30 qui est raccordée à l'aile 2 au niveau de l'intrados 22 dans la zone intermédiaire avant 27 de l'aile 15 2, et une partie inférieure avant 31 qui est raccordée à la nacelle 40 du moteur 4. Le mât 3 comporte également un flanc latéral dit interne 32 qui est en regard avec le fuselage 10 de l'avion 1, et un flanc latéral dit externe 33 opposé au flanc latéral interne. Un bord avant 34 est situé entre lesdites faces latérales interne et externe, à l'avant du mât 3. 20 Le bord avant 34 s'étend, entre la partie supérieure avant 30 et la partie inférieure avant 31, en avant du bord d'attaque 24 de la zone intermédiaire avant 27, sensiblement dans le prolongement de la corde locale au niveau de laquelle corde locale le mât 3 est fixé, et vers le bas. Le bord avant 34 est généralement réalisé avec des formes arrondies 25 pour former un bord d'attaque du mât 3 qui est profilé pour optimiser la traînée aérodynamique liée à la présence du moteur 4 et du mât 3 sous la voilure. Les deux becs 25 et 26 sont conçus mécaniquement entre autres de sorte qu'ils ne sont pas en interférence géométrique avec la structure du mât 3 lorsqu'ils sont en position déployée, respectivement 25b et 26b. Ainsi, du fait 30 de l'interruption du dispositif hypersustentateur au niveau de la zone intermédiaire avant 27 du bord d'attaque 24, ledit bord d'attaque présente une discontinuité lorsque l'avion 1 est en vol avec ledit dispositif hypersustentateur en position déployée. Cette discontinuité induit par rapport à une situation mettant en oeuvre un dispositif hypersustentateur sans discontinuité des modifications des répartitions de pression sur les surfaces de l'aile, en particulier sur l'extrados de l'aile, qui sont la source de décollements prématurés de l'écoulement aérodynamique, et donc diminuent la valeur maximale du coefficient de portance de l'aile 2. Pour résoudre ce problème, le mât 3 selon l'invention comporte sur le bord avant 34 un élément 5, représenté sur les figures 3 et 4, faisant saillie vers l'avant, sensiblement orthogonalement à la surface extérieure du bord avant 34. L'élément 5 est de forme étroite et allongée, et s'étend sensiblement suivant une direction longitudinale sur le bord avant 34 du mât 3. Par direction longitudinale, on entend que ledit élément s'étend entre une extrémité arrière 50 et une extrémité avant 51, où les sens arrière et avant sont pris par rapport à l'axe longitudinal 11 de l'avion 1. L'élément 5 est agencé suivant la surface extérieure du bord avant 34, qui est en général inclinée par rapport audit axe longitudinal du fait que ledit bord avant 34 s'étend en avant du bord d'attaque 24 mais également vers le bas. L'extrémité arrière 50 est de préférence au voisinage de la partie supérieure avant 30 du bord avant 34 du mât 3. L'extrémité avant 51 est par exemple située entre la partie supérieure avant 30 et la partie inférieure avant 31 du mât 3, tel que représenté sur la figure 3, ou au voisinage de la partie inférieure avant 31 du mât 3 de suspension. La figure 3 représente un mode de réalisation du mât 3 dans lequel ledit mât comporte un élément 5 continu. La figure 4 représente un mode voisin de réalisation, dans lequel l'élément 5 est formé d'une pluralité de sous-éléments 54a, 54b, 54c et 54d. Chaque sous-élément 54a, 54b, 54c, 54d est de forme étroite et allongée sensiblement longitudinalement, et lesdits sous-éléments sont alignés longitudinalement entre l'extrémité arrière 50 et l'extrémité avant 51, formant un élément 5 discontinu entre lesdites extrémités arrière et avant. En vol à grande incidence de l'avion 1, c'est-à-dire lors des phases de vol à basse vitesse, un écoulement local non longitudinal s'établit progressivement à mesure que l'incidence augmente. L'élément 5, du fait de son incidence par rapport à l'écoulement local non longitudinal induit la formation de tourbillons qui lui sont attachés. Du fait de la position avant et haute dudit élément sur le bord avant 34, des tourbillons se propagent vers la zone intermédiaire avant 27, du côté extrados 23 de l'aile 2, au moins pour une valeur suffisante de l'incidence. De façon connue, les tourbillons modifient le comportement de la couche limite par un apport d'énergie. Cet apport a pour conséquence de retarder les décollements aérodynamiques sur l'extrados de la voilure dans la zone perturbée par l'interruption du dispositif hypersustentateur. La longueur de l'élément 5, considérée entre l'extrémité arrière 50 et l'extrémité avant 51, la hauteur dudit l'élément, considérée orthogonalement à la surface du bord avant 34, et la largeur dudit élément, considérée transversalement, sont déterminées par simulation, théorie ou expérimentation pour favoriser la formation de tourbillons d'intensités suffisantes en vol à grande incidence, compte tenu des risques de décollements sur l'extrados de l'aile 2. Les risques de décollements sont liés à la forme du profil de l'aile 2, à la configuration du dispositif hypersustentateur, c'est-à-dire des becs 25 et 26, et aux configurations de la nacelle 40 et du mât 3. La hauteur de l'élément 5, est par exemple comprise entre 1 centimètre et 10 centimètres. La longueur de l'élément 5 est fonction des dimensions du mât 3 considéré et est de préférence comprise entre quelques dizaines de centimètres et un mètre ou plus. Dans le cas de l'élément 5 discontinu de la figure 4, la longueur de chaque sous-élément 54a, 54b, 54c, 54d est de préférence comprise entre quelques centimètres et quelques dizaines de centimètres, et l'espacement entre deux sous-éléments est de préférence compris entre 1 centimètre et quelques dizaines de centimètres. La largeur de l'élément 5 est de préférence comprise entre quelques millimètres et quelques centimètres, et est avantageusement sensiblement constante suivant la longueur de l'élément 5 (ou de chaque sous-élément 54a, 54b, 54c, 54d dans le cas où ledit élément est discontinu). Dans un mode préféré de réalisation du mât 3, l'élément 5 générant les tourbillons d'air est également agencé, sur le bord avant 34 dudit mât, suivant une ligne de séparation 36 d'écoulement aérodynamique en vol à faible incidence avant positionnement dudit élément. La ligne de séparation 36 d'écoulement aérodynamique, représentée en traits discontinus sur les figures 3 et 4, correspond à une ligne virtuelle sur le bord avant 34 qui sépare la zone dans laquelle les lignes de courant de l'écoulement aérodynamique se propagent du côté du flanc latéral interne 32 et la zone dans laquelle les lignes de courant de l'écoulement aérodynamique se propagent du côté du flanc latéral externe 33, lorsque l'avion 1 est en vol à faible incidence, à vitesse de croisière en particulier. La ligne de séparation 36 d'écoulement aérodynamique est déterminée par simulation, théorie, dans une étape de conception du mât 3 et de l'avion 1, ou par expérimentation, dans une étape ultérieure du développement dudit avion, notamment lors d'essais en vol. Du fait de l'agencement de l'élément 5 suivant la ligne de séparation 36, les perturbations aérodynamiques générées sont faibles et la traînée correspondante est négligeable aux incidences de croisière. Les charges aérodynamiques, auxquelles l'élément 5 est soumis, sont essentiellement liées à l'écoulement local non longitudinal en vol à grande incidence et sont donc limitées, du fait d'une part de la pression dynamique réduite lors de ces conditions de vol et d'autre part du fait des dimensions réduites de l'élément 5. Dans un mode particulièrement avantageux de réalisation, l'élément 5 est simplement fixé sur des panneaux de carénage du mât 3 formant le bord avant 34. L'élément 5 est par exemple un profilé, qui peut être fixé par rivetage ou par tout autre moyen. L'élément 5 comporte une base inférieure 53, opposée à un bord supérieur 52 libre, par laquelle l'élément 5 est rendu solidaire desdits panneaux du bord avant 34. L'impact industriel lié à l'installation de l'élément 5 est réduit car le positionnement précis dudit élément est modifiable après la définition du mât 3, sans remettre en cause la conception dudit mât, par exemple au cours des essais en vol dans le cadre d'un processus de certification de l'avion 1. Il est à noter que l'élément 5 est, dans un autre mode de réalisation, obtenu en introduisant une déformation des panneaux de carénage du bord avant 34 du mât 3, par exemple au niveau du formage desdits panneaux. La forme du bord supérieur 52 libre de l'élément 5 (ou de chaque sous-élément 54a, 54b, 54c, 54d) est avantageusement telle qu'elle perturbe le moins possible l'écoulement aérodynamique en vol à faible incidence, tout en assurant la génération des tourbillons en vol à grande incidence. Plusieurs variantes sont représentées dans des plans de section transversaux sur les figures 5a, 5b, 5c et 5d, dans un zone du bord avant 34 comportant l'élément 5 (ou un des sous-éléments 54a, 54b, 54c, 54d). Dans une première catégorie représentée sur les figures 5a et 5b, la largeur de l'élément faisant saillie est sensiblement constante suivant la hauteur dudit élément. Le bord supérieur 52 libre est de forme arrondie sur la figure 5a, et de forme droite sensiblement parallèle au bord avant 34 sur la figure 5b, formant une section transversale sensiblement rectangulaire. Dans une seconde catégorie représentée sur les figures 5c et 5d, la largeur de l'élément faisant saillie diminue avec la hauteur, formant une section triangulaire. Le bord supérieur 52 libre comporte un angle, de préférence aigu pour déclencher la formation des tourbillons, formant une arête 520 longitudinale sur la longueur de l'élément 5 (ou de chaque sous-élément 54a, 54b, 54c, 54d). Les figures 5c et 5d correspondent à des éléments de largeur au niveau de la base inférieure 53 différentes, dont le choix peut être déterminé par la méthode de fixation de l'élément faisant saillie au bord avant 34. La présente invention concerne également un avion 1 tel que décrit précédemment, qui comporte au moins un mât 3 selon l'invention. L'invention propose donc un mât 3 comportant un élément 5 pour améliorer le comportement aérodynamique de l'avion en vol à grande incidence lorsqu'un dispositif hypersustentateur déployé induit une discontinuité du bord d'attaque 24. L'élément 5 génère une traînée négligeable en conditions de vol de croisière, et n'est soumis qu'à des charges aérodynamiques limitées. De plus, l'élément 5 est de préférence rapporté sur le mât 3, par exemple fixé par rivetage sur les panneaux de carénage formant le bord avant 34 dudit mât, ce qui permet d'optimiser la position de l'élément 5 lors d'essais en vol sans remettre en cause la conception du mât. REVENDICATIONS 1 - Mât (3) pour la suspension d'un moteur (4) sous une aile (2) d'un avion (1), ladite aile comportant un bord d'attaque (24) pourvu d'un dispositif hypersustentateur (25,26) mobile entre au moins deux positions dont une position déployée (25b,26b) dans laquelle ledit dispositif hypersustentateur fait saillie vers l'avant dudit bord d'attaque pour augmenter un coefficient de portance de ladite aile en vol à grande incidence, ledit dispositif hypersustentateur étant interrompu dans une zone intermédiaire avant (27) de ladite aile située au niveau dudit bord d'attaque, le mât (3) comportant un bord avant (34) s'étendant sensiblement en avant du bord d'attaque (24) de l'aile (2) entre une partie supérieure avant (30) de raccordement à ladite aile dans la zone intermédiaire (27) avant et une partie inférieure avant (31) de raccordement à une nacelle (40) du moteur (4), ledit mât étant caractérisé en ce qu'il comporte sur le bord avant (34) un élément (5) faisant saillie, de forme étroite et allongée, orienté sensiblement suivant une direction longitudinale dudit bord avant, de sorte qu'en vol à grande incidence de l'avion (1), l'élément (5) faisant saillie génère au moins un tourbillon de l'écoulement aérodynamique se propageant vers la zone intermédiaire avant (27) au dessus de l'aile (2). 2 - Mât (3) selon la revendication 1, dans lequel l'élément (5) faisant saillie est agencé à la surface du bord avant (34) suivant une ligne de séparation (36) d'écoulement aérodynamique en vol à faible incidence de l'avion (1). 3 - Mât (3) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'élément (5) faisant saillie comporte un bord supérieur (52) libre de forme arrondie dans un plan transversal. 4 - Mât (3) selon la des revendication 1 ou 2, dans lequel l'élément (5) faisant saillie comporte un bord supérieur (52) libre qui comporte au moins une arête (520) sensiblement suivant la direction longitudinale. 5 - Mât (3) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'élément (5) faisant saillie comporte une base inférieure (53) fixée sur le bord avant (34) dudit mât. 6 - Mât (3) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'élément (5) faisant saillie est continu entre une extrémité arrière (50) au voisinage de la partie supérieure avant (30) et une extrémité avant (51). 7 - Mât (3) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'élément (5) faisant saillie est formé d'une pluralité de sous-éléments (54a,54b,54c,54d) qui sont alignés sensiblement suivant la direction longitudinale entre une extrémité arrière (50) au voisinage de la partie supérieure avant (30) et une extrémité avant (51). 8 - Avion (1) comportant au moins un mât (3) de suspension de moteur (4) selon l'une des revendications 1 à 7.