Brevet FR2928135A1 — publié le 20090904

Système de propulsion arrière d'avion à entrées d'air latérales escamotables et avion comportant un tel système La présente invention appartient au domaine des avions propulsés par des réacteurs tels que les avions civils de transport. Plus particulièrement l'invention concerne un avion comportant au moins un moteur installé dans la partie arrière du fuselage afin de n'être utilisé que 5 dans certaines phases d'utilisation de l'avion au sol ou en vol. Pour des raisons de sécurité et afin de répondre aux exigences réglementaires de certification, les aéronefs de transport comportent deux ou plusieurs moteurs pour survivre aux cas de panne d'un moteur lors des 10 différentes phases de vol, décollage, croisière ou approche et atterrissage. Tout en respectant les critères de certification et les contraintes opérationnelles, le choix du nombre et des caractéristiques des moteurs est le résultat de compromis impliquant les performances, voulues ou exigées, de l'avion dans ses différentes phases de vol et dans les différentes situations 15 probables de fonctionnement des moteurs. Toutefois pour des raisons industrielles et opérationnelles les différents moteurs des avions en exploitation commerciale sont d'un même modèle ce qui présente des avantages sur le plan de la maintenance des moteurs mais ne présente pas forcément un optimum en terme de bilan de poussée, de masse 20 emportée pour la propulsion et de traînée aérodynamique. En outre pour assurer une production autonome d'énergie, électricité, air comprimé..., à bord de l'avion afin d'alimenter les différents systèmes de l'avion lorsque les moteurs sont à l'arrêt, au sol avant la mise en route des moteurs, ou de manière exceptionnelle en vol en cas de perte des générations sur les moteurs 25 de propulsion, les avions civils comportent très fréquemment un groupe auxiliaire de puissance, généralement désigné APU pour Auxiliary Power Unit, dédié à ce service. Un inconvénient des systèmes APU vient de la masse qu'ils représentent et qui doit être transportée en permanence pour un usage principalement au sol. Une solution envisagée, présentée dans le brevet US6247668, consiste à utiliser un réacteur particulier pour assurer les fonctions de l'APU lorsqu'il est nécessaire de disposer d'une génération d'énergie autonome et pour fournir une force de propulsion complémentaire lorsqu'une telle force complémentaire peut s'avérer utile ou nécessaire. Le réacteur particulier n'est pas utilisé lorsque aucune source d'énergie ou de poussée additionnelle n'est nécessaire ce qui permet de maintenir le réacteur particulier à l'arrêt pour optimiser la consommation de carburant. Le réacteur particulier, désigné APTU, est installé dans la partie arrière du fuselage, en pratique sensiblement à l'emplacement de la majorité des APU sur les avions existants, de sorte qu'il génère une poussée orientée vers l'arrière de l'avion. Une entrée d'air pour alimenter l'APTU en forme d'écope sur le dessus du fuselage comporte une position fermée lorsque le réacteur APTU n'est pas allumé et ce réacteur APTU n'est pas nécessairement identique en poussée aux autres moteurs de propulsion ordinaires. Toutefois cette solution n'a jamais été mise en oeuvre sur un avion et, sauf à utiliser de relativement petits réacteurs plus proche d'un APU conventionnel que d'un réacteur de propulsion, de nombreux problèmes d'installation mécanique et d'intégration aérodynamique se posent qui ne sont pas résolus aujourd'hui, en particulier une alimentation en air de l'APTU qui ne peut pas être assurée de manière satisfaisante dans toutes les configurations de vol La présente invention propose une architecture de moteur arrière installé à l'intérieur du fuselage d'un avion afin de constituer un moteur auxiliaire de propulsion et accessoirement un groupe de génération autonome de puissance. Plus particulièrement l'invention concerne une installation de réacteur arrière dont les entrées d'air sont adaptées au fonctionnement discontinu d'un réacteur à l'intérieur de la partie arrière d'un fuselage d'avion qui est totalement contenu dans l'enveloppe du cône arrière de fuselage et qui permet un fonctionnement sûr et optimal du réacteur concerné sans pénalité aérodynamique pour l'avion lorsque le réacteur est à l'arrêt. Suivant l'invention le système de propulsion auxiliaire intégré dans le cône arrière du fuselage de l'avion comporte un réacteur auxiliaire, et est pourvu 5 d'un dispositif d'arrivée d'air extérieur vers ledit réacteur. Pour alimenter en air le réacteur auxiliaire dans de bonnes conditions quelles que soient les incidences de vol et angles de dérapage aérodynamique de l'avion le dispositif d'arrivée d'air extérieur comporte deux entrées d'air latérales sur les côtés du fuselage, une sur chaque côté, en avant, suivant le sens de 10 déplacement de l'avion en vol, du réacteur auxiliaire. Afin de ne pas générer de pénalité aérodynamique lorsque le réacteur auxiliaire n'est pas utilisé, chaque entrée d'air latérale est munie de moyens d'obturation avec une position fermée dans laquelle l'entrée d'air correspondante est masquée à la surface extérieure du fuselage, assurant la continuité de cette 15 surface extérieure, et au moins une position ouverte dans laquelle le réacteur auxiliaire est alimenté en air par l'entrée d'air correspondante. Afin de palier à la défaillance éventuelle des moyens d'obturation d'une entrée d'air, de préférence, chaque entrée d'air comporte au moins une position ouverte qui permet d'alimenter en air par une seule entrée d'air le réacteur 20 auxiliaire lorsque l'autre entrée d'air est fermée. Pour stabiliser l'écoulement de l'air arrivant au réacteur auxiliaire, avantageusement chaque entrée d'air, située en avant du réacteur auxiliaire, est continuée par un canal aérodynamique et les canaux aérodynamiques des entrées d'air se rejoignent pour former un canal commun jusqu'à un cadre arrière 25 situé en avant du réacteur auxiliaire. Chaque entrée est avantageusement équipée d'une écope mobile qui masque l'entrée d'air dans une position fermée et dirige l'air dans le canal aérodynamique correspondant dans des positions ouvertes. En outre, pour améliorer les conditions de l'écoulement dans le canal 30 commun lorsque le fonctionnement des entrées d'air latérales n'est pas symétrique, au moins un volet mobile autour d'un axe sensiblement vertical est agencé dans le canal commun sensiblement dans l'axe du fuselage au niveau de la zone de confluence des canaux aérodynamiques des entrées d'air. Les différentes parties mobiles, écopes et volets mobiles sont réglés par l'intermédiaire d'un système de gestion du réacteur auxiliaire en fonction de paramètres liés au fonctionnement du réacteur auxiliaire, au fonctionnement des dispositifs d'entrée d'air et de conditions de vol de l'avion. L'invention concerne avantageusement un avion comportant un tel système de propulsion, lequel système de propulsion auxiliaire permet d'optimiser la taille des moteurs de propulsion principaux de l'avion et de s'affranchir d'un dispositif de génération d'énergie auxiliaire APU pénalisant en dehors d'opérations réalisées essentiellement au sol. Le système de propulsion auxiliaire suivant l'invention est décrit en référence aux figures qui représentent schématiquement : figure 1 : une vue en perspective d'un avion suivant l'invention en configuration de vol en croisière ; figure 2a : une vue en perspective partiellement écorchée de la partie arrière de l'avion de la figure 1 dans le cas d'un fonctionnement symétrique des entrées d'air latérales ; figure 2b une vue en perspective partiellement écorchée de la partie arrière de l'avion de la figure 1 dans le cas d'un fonctionnement dissymétrique des entrées d'air latérales ; figure 3a : une vue en perspective du cône arrière du fuselage avec une ouverture latérale d'entrée d'air du réacteur auxiliaire en position fermée ; figure 3b : une vue du cône arrière de fuselage de la figure 3partiellement écorchée avec les canaux aérodynamiques conduisant l'air des entrées d'air vers le réacteur auxiliaire ; figure 3c : une vue de dessus illustrant le dispositif d'arrivée d'air au réacteur auxiliaire sans les structures du fuselage et de l'ensemble de poutre ; figure 4 : une vue en perspective écorchée du cône arrière de fuselage et des empennages. Dans un avion 1, présenté sur la figure 1, suivant l'invention un fuselage 2, de manière connue, comporte une partie centrale 21 sensiblement cylindrique qui est prolongée par une partie arrière 22 du fuselage dite cône arrière, arrière par rapport au sens de déplacement (matérialisé par une flèche orientée vers l'avant sur la figure 1) de l'avion en vol, dont des sections diminuent progressivement depuis une section de la partie cylindrique vers une section terminale arrière relativement réduite. Dans la description de l'invention il sera désigné par � avant � et par � arrière � la direction vers l'avant de l'avion suivant le sens de déplacement en vol et respectivement vers l'arrière suivant la direction opposée au sens de déplacement en vol. Plus particulièrement dans le système de propulsion auxiliaire suivant l'invention, la section terminale correspond à une section de sortie 55 d'une tuyère 53 d'un réacteur auxiliaire 5 fixé à l'intérieur du cône arrière 22 comme illustré sur les figures 2a et 2b, ledit réacteur auxiliaire étant utilisé en tant que moteur de propulsion dans un premier mode de fonctionnement et le cas échéant en tant que générateur d'énergie dans un second mode ou dans un mode mixte associant propulsion et génération d'énergie. Le réacteur auxiliaire 5 est maintenu sensiblement dans une direction axiale par rapport au fuselage 2, ou dans une direction voulue de la poussée pour des conditions particulières et qui peut être sensiblement écartée en particulier à piquer ou à cabrer de la direction axiale du fuselage, par une structure porteuse 4, formée d'un ensemble de poutres à laquelle le réacteur auxiliaire 5 est lui-même fixé. Le réacteur auxiliaire 5 dans le fuselage 2 est associé à un dispositif 7, illustré sur la figure 3c sans les structures du fuselage, d'arrivée de l'air devant alimenter ledit réacteur. Le réacteur auxiliaire 5, la structure porteuse 4 et le dispositif 7 d'arrivée d'air forme un ensemble propulsif auxiliaire intégré dans le cône arrière 22 en arrière d'un cadre fort 23 qui correspond par exemple à un fond étanche d'une cabine pressurisée. Le dispositif 7 d'arrivée d'air comporte des entrées d'air latérales 51a, 6 51b comportant chacune de moyens d'obturation en mesure de prendre au moins deux positions : une position dite fermée, illustrée sur les figures 3a et 3b ; au moins une position dite ouverte, visible sur les figures 2a, et 3c. Le dispositif 7 d'arrivée d'air comporte également un canal aérodynamique associé à chaque entrée d'air 51a, 51b, respectivement 72a, 72b, un canal 73 commun aux entrées d'air en avant d'un cadre arrière 24 situé en avant du réacteur 5 et une jupe de raccordement 74 entre le canal commun 73 et un plan d'entrée du réacteur auxiliaire 5. Dans la position fermée des entrées d'air latérales 51a, 51b, le réacteur auxiliaire 5 n'est pas alimenté en air. Les dites entrées d'air latérales sont obturées et la surface extérieure du fuselage 2 correspond sensiblement à une surface du fuselage dans la continuité des parois fixes dudit fuselage comme l'illustrent les figures 1 et 3. Cette position fermée correspond aux périodes pendant lesquelles le réacteur auxiliaire 5 n'est pas en fonctionnement. Dans la position ouverte, des éléments mobiles 71a, 71b en forme d'écopes orientées vers l'avant font saillies sur les cotés du fuselage 2 en avant de la position du réacteur auxiliaire 5 et un air extérieur de l'écoulement aérodynamique est guidé vers l'entrée d'air correspondante. Les écopes 71a, 71b en positions ouvertes sont poursuivies par les canaux aérodynamiques 72a, 72b qui se rejoignent en avant du réacteur auxiliaire 5 pour former le canal commun 73 et qui alimente en ledit réacteur en air. Le canal commun 73 est solidaire au niveau de son extrémité arrière du cadre arrière 24. Le débit d'air nécessaire au réacteur auxiliaire 5 étant variable suivant le point de fonctionnement dudit réacteur, en particulier en fonction d'un régime de rotation dans le mode propulsion et d'une puissance demandée dans le mode génération d'énergie, avantageusement les écopes 71a, 71b des entrées d'airs sont réglables dans des positions plus ou moins ouvertes au moyen d'actionneurs, non représentés, pilotés par un système de gestion du réacteur auxiliaire 5. Afin de palier à une défaillance d'une écope 71a, 71b d'entrée d'air, chaque écope est de préférence dimensionnée pour être en mesure, dans une position suffisamment ouverte, d'alimenter seule le réacteur auxiliaire 5 dans ses différents modes de fonctionnement, au moins dans des conditions dégradées. Dans ce cas au moins un volet 75, sur les figures 2a et 2b un seul volet est représenté, est agencé dans une zone de confluence des canaux aérodynamiques 72a, 72b d'alimentation en air du réacteur 5 pour assurer une meilleure homogénéité de l'écoulement aérodynamique, en fonction de débits issus des entrées d'air latérale 51a ou 51b, dans un plan d'entrée du réacteur 5. Le ou les volets 75, sensiblement vertical, est dans une position médiane lorsque l'écoulement aérodynamique dans les canaux aérodynamiques 72a, 72b est équilibré, sensiblement symétrique, comme dans le cas illustré sur la figure 2a dans lequel les deux entrées d'air latérales 51a, 51b sont fonctionnelles, et le ou les volets 75 sont braqués dans une direction correspondant au côté de l'entrée d'air défaillante 51a ou 51b de sorte à obturer, au moins partiellement, le canal aérodynamique 72a, respectivement 72b et à répartir l'air issu de l'entrée d'air opérationnelle 51b, respectivement 51a, dans le plan d'entrée du réacteur auxiliaire 5, comme dans l'exemple illustré sur la figure 2b dans laquelle une entrée d'air 51a est fonctionnelle et l'autre entrée d'air 51b est non fonctionnelle en raison de l'écope 71b restée fermée. Dans un mode de fonctionnement modulé, les positions des écopes 71a, 71b d'entrée d'air sont ajustées au besoin du réacteur auxiliaire 5 en fonction de son point de fonctionnement et le cas échéant de manière dissymétrique pour prendre en compte des conditions dissymétriques de l'écoulement aérodynamique le long du fuselage, par exemple si le dérapage aérodynamique n'est pas nul. En outre dans le cas d'un fonctionnement dissymétrique des entrées d'air 51a, 51b lesdites entrées d'air étant cependant toutes deux fonctionnelles, le volet 75 est utilisé pour équilibrer l'écoulement dans le canal commun 73 par un braquage intermédiaire adapté. Dans un mode de réalisation non représenté, les entrées d'air latérales sont réalisées sans écope par des ouvertures réalisées à la surface du fuselage 2 par exemple des entrées d'air type NACA. Dans ce cas, si ce type d'entrée d'air est utilisable compte tenu des caractéristiques locales de l'écoulement aérodynamique sur le fuselage 2 et des besoins en air du réacteur auxiliaire 5, les ouvertures des dites entrées d'air NACA sont avantageusement obturées par un volet interne, par exemple un volet coulissant, lorsque le réacteur auxiliaire n'est pas utilisé. Comme l'illustre les figures 2a, 2b et 3b, chaque entrée d'air latérale 51a, 51b est agencée pour ne pas être perturbée par la structure porteuse 4. Dans cette configuration latérale des entrées d'air 51a, 51b permise par un agencement adapté des éléments de la structure porteuse 4, en particulier des cheminements d'éléments de structure 412, 413 de ladite structure porteuse, les dites entrées d'air se trouvent correctement alimentée en air pour les différentes incidences de vol de l'avion 1 alors que des entrées d'air situées sur le dessus du fuselage présentent l'inconvénient d'être masquées et dans un écoulement aérodynamique très perturbé dés que le fuselage est en incidence par rapport à la vitesse amont de l'écoulement aérodynamique, cas général des phases de décollage et de vol à vitesse réduite pour lesquelles l'utilisation du moteur auxiliaire 5 est critique. L'écoulement aérodynamique dans les canaux aérodynamiques 72a, 72b d'entrée d'air n'est pas perturbé par la présence d'obstacles que des poutres structurales auraient constitués si les dites poutres avaient traversé les dits canaux, et les écopes 71a, 71b ou d'autres éléments mobiles des entrées d'air se trouvent avantageusement placés entre de telles poutres structurales. Comme illustré sur la figure 4, la position en hauteur par rapport au fuselage 2 d'éléments de la structure porteuse 4 entre le cadre fort arrière 23du fuselage et le cadre 24 arrière en avant du moteur auxiliaire 5, est tel qu'un espace suffisant à l'intérieur du fuselage est disponible sous les éléments de la structure porteuse 4 pour une structure traversante d'un empennage horizontal 8 de l'avion 1, et le cas échéant dispose d'un espace, matérialisé par un cadre repéré 81 sur la figure 4, nécessaire aux débattements dudit empennage. Dans un tel agencement, l'empennage horizontal 8 et la structure traversante associée sont placés devant le réacteur auxiliaire 5 et se trouvent en dehors de zones d'éclatement dudit réacteur dont les débris risqueraient d'endommager l'empennage 8 et ou des gouvernes de cet empennage. En outre un tel agencement évite les interférences mécaniques entre les entrées d'air latérales 51a, 51b et des mécanismes des écopes 71a, 71b d'une part et l'empennage horizontal 8 et sa structure traversante d'autre part. De manière avantageuse, comme illustré sur les figures, des empennages verticaux 82 sont fixés sensiblement à des extrémités en envergure de l'empennage horizontal 8 formant un empennage dit en H. Cette architecture d'empennages permet également de ne pas introduire d'efforts particuliers dissymétriques dans la zone de la structure de poutres 4 à laquelle est fixé le réacteur auxiliaire 5, ce qui serait le cas avec une dérive verticale dans le plan de symétrie vertical du fuselage 2, efforts dissymétriques qui seraient susceptibles de déformer le réacteur et de nuire à son fonctionnement optimal. La mise en oeuvre d'une architecture comportant un réacteur auxiliaire 5 conforme à l'invention permet d'optimiser le choix des réacteurs principaux de propulsion, par exemple des réacteurs 52a, 52b fixés sous des ailes comme dans l'exemple d'avion illustré sur la figure 1, en fonction de conditions de vol ordinaires et non plus de conditions critiques dans lesquelles le réacteur auxiliaire 5 est mis en oeuvre. Les moteurs principaux de propulsion 52a, 52b sont donc d'une poussée nominale réduite comparativement au cas d'une conception sans réacteur auxiliaire ce qui a pour effet de réduire les dimensions et la masse des dits réacteurs principaux et par effet induit le niveau de bruit émis par les dits réacteurs. Les caractéristiques du réacteur auxiliaire 5 sont alors déterminées pour répondre à des conditions de vol particulières exigeant une poussée disponible supérieure à la poussée pouvant être fournie par les réacteurs principaux de propulsion 52a, 52b. Par exemple les réacteurs principaux de propulsion 52a, 52b sont déterminés, en particulier vis à vis de la poussée fournie, pour optimiser les conditions de vol en croisière et le réacteur auxiliaire 5 est déterminé pour apporter la poussée complémentaire nécessaire dans des situations telles que le décollage pour répondre à une exigence de panne d'un moteur pendant cette phase de vol, ou des contraintes de fin de montée à une altitude de croisière, ou encore des plafonds opérationnels avec un moteur en panne. Suivant cette architecture le moteur auxiliaire 5 n'est pas nécessairement identique aux moteurs principaux de propulsion 52a, 52b et de manière générale sa poussée nominale est inférieure, mais non nécessairement, à celle des dits moteurs principaux. Le résultat est un avion 1 moins bruyant du fait que la poussée totale installée pour les phases de décollage est inférieure à celle obtenue pour une conception conventionnelle et du fait que le réacteur auxiliaire 5 intégré dans le fuselage 2 est lui-même moins bruyant du fait de son installation. En effet, d'une part les entrées d'air latérales 51a, 51b par leur géométrie internes autorisent un traitement acoustique efficace qui limite le rayonnement du bruit émis par la soufflante vers l'avant et l'installation du réacteur dans le cône arrière 22 du fuselage permet de mettre en oeuvre une tuyère longue 53 à la sortie arrière du réacteur auxiliaire 5, tuyère longue qui est favorable à une réduction du bruit émis par le jet 54 du réacteur. L'invention permet de réaliser un avion optimisé vis à vis de l'ensemble propulsif comportant un réacteur intégré dans le fuselage arrière de l'avion uniquement dans des phases de vol où une poussée additionnelle est nécessaire. REVENDICATIONS 1 ù Système de propulsion auxiliaire d'un avion (1) intégré dans un cône arrière (22) d'un fuselage (2), ledit système de propulsion comportant un réacteur auxiliaire (5) et un dispositif d'arrivée d'air extérieur (7) vers ledit réacteur caractérisé en ce que ledit dispositif d'arrivée d'air comporte une entrée d'air latérale (51a, 51b) sur chacun des deux côtés du fuselage (2) en avant, suivant le sens de déplacement de l'avion en vol, du réacteur auxiliaire (5). 2 ù Système de propulsion suivant la revendication 1 dans lequel chaque entrée d'air latérale (51a, 51b) est munie de moyens d'obturation comportant une première position, dite position fermée, dans laquelle une continuité d'une surface extérieure du fuselage est assurée et au moins une seconde position, dite position ouverte, dans laquelle le réacteur auxiliaire (5) est en mesure d'être alimenté en air. 3 ù Système de propulsion suivant la revendication 2 dans lequel chaque entrée d'air latérale (51a, 51b) comporte une position ouverte dans laquelle le réacteur auxiliaire (5) est en mesure d'être alimenté en air par une entrée d'air en position ouverte lorsque l'autre entrée d'air est en position fermée. 4 ù Système de propulsion suivant la revendication 2 ou la revendication 3 dans lequel chaque entrée d'air latérale (51a, 51b) est continuée par un canal aérodynamique (72a, 72b) d'alimentation du réacteur auxiliaire (5), et dans lequel les dits canaux aérodynamiques des entrées d'air forment en arrière, suivant le sens de déplacement de l'avion en vol, des entrées d'air un canal commun (73). 5 ù Système de propulsion suivant la revendication 4 dans lequel chaque entrée d'air latérale (51a, 51b) comporte un moyen d'obturation en forme d'écope (71a, 71b) ladite écope étant mobile entre une position fermée dans laquelle l'entrée d'air est masquée à la surface extérieure du fuselage (2) et au moins une position ouverte dans laquelle de l'air extérieur est dirigé vers le canal aérodynamique (72a, 72b) associé à ladite entrée d'air.6 û Système de propulsion suivant la revendication 5 dans lequel le canal commun (73) est solidaire dans une partie arrière dudit canal commun d'un cadre arrière (24) situé dans le cône arrière (22) en avant du réacteur auxiliaire (5). 7 - Système de propulsion suivant la revendication 5 ou la revendication 6 dans lequel au moins un volet (75), mobile autour d'un axe sensiblement vertical et sensiblement dans l'axe du fuselage (2) est agencé dans le canal commun (73) dans une zone de confluence des canaux aérodynamiques (72a, 72b). 8 ûSystème de propulsion suivant la revendication 7 dans lequel un système de gestion du réacteur auxiliaire (5) règle par l'intermédiaire d'actionneurs les positions des écopes (71a, 71b) des entrées d'air (51a, 51b) et la position du au moins un volet (75) en fonction de paramètres de fonctionnement du réacteur auxiliaire (5) et ou de paramètres de fonctionnement des écopes et ou de conditions de vol de l'avion (1). 9 û Avion comportant un système de propulsion conforme à l'une des revendications 1 à 8.