Brevet FR2965250A1 — publié le 20120330

La présente invention concerne une installation de moteurs en partie arrière du fuselage d'un aéronef, tel qu'un avion, ainsi que l'aéronef pourvu d'une telle installation de moteurs. Lorsque les aéronefs sont équipés de moteurs à l'arrière du fuselage, ceux-ci sont généralement au nombre de deux agencés de façon parallèle et symétrique entre eux, respectivement de part et d'autre du plan longitudinal vertical de symétrie de l'avion, et sont reliés latéralement, par l'intermédiaire de leur nacelle ou autre carénage, au fuselage par des pylônes ou analogues. Si une telle installation des moteurs à l'arrière du fuselage procure de nombreux avantages, elle présente néanmoins certains inconvénients dont l'un des principaux est celui relatif à la traînée résultante du fait que les moteurs font largement saillie latéralement et extérieurement du fuselage par les pylônes. De la sorte, d'importantes et nombreuses turbulences aérodynamiques apparaissent, la consommation augmente, des efforts conséquents doivent être supportés de par l'écartement des moteurs par rapport au fuselage, etc.. Aussi, pour remédier en partie à ces inconvénients, une solution d'installation consiste à rapprocher les moteurs du fuselage jusqu'à les intégrer ou incorporer partiellement dans celui-ci, avec leurs axes parallèles au plan longitudinal vertical de symétrie de l'avion, si bien que les moteurs font beaucoup moins saillie latéralement du fuselage. On dit alors que les moteurs de fuselage sont « semi-enterrés », leur côté tourné vers le fuselage, désigné par la suite côté interne, étant logé dans la structure de celui-ci de sorte que les entrées d'air des soufflantes (fans) se trouvent en partie dans le fuselage pour recevoir l'air entrant sur toute leur surface. L'intérêt de cette installation permet, d'une part, de limiter considérablement la traînée engendrée par les nacelles (les pylônes s'effaçant) et, d'autre part, d'alimenter les moteurs avec la couche limite du fuselage longeant celui-ci. Cependant, cette installation des moteurs dans le fuselage présente à son tour un inconvénient important en ce sens que la soufflante de chaque moteur est alimentée par un écoulement d'air perturbé notamment du côté interne de la soufflante logé dans le fuselage, du fait que le profil de celui-ci est nécessairement courbe. En effet, l'écoulement d'air entrant dans les moteurs n'est pas homogène sur toute la surface d'entrée de leur soufflante, puisqu'il présente, du côté interne de chaque entrée de moteur, une forme de S pour suivre le fuselage courbe et se diriger vers le moteur semi-enterré et, ensuite, pour redresser l'écoulement dans l'axe du moteur avec des phénomènes de distorsion de couche limite qui apparaissent (voir figures 4A, 4B décrites ultérieurement). En conséquence, les vitesses d'entrée d'air et donc les pressions sont moindres du côté interne, semi-enterré, de la section d'entrée de soufflante proche du fuselage, du fait du profil courbe rencontré et de l'écoulement d'air alors perturbé qui n'est pas ou plus rigoureusement parallèle aux axes des soufflantes (moteurs), et elles s'accroissent à mesure que l'on s'éloigne du fuselage pour atteindre le côté externe diamétralement opposé de la section d'entrée de chaque soufflante en recevant un écoulement d'air alors optimal, c'est-à-dire parallèle à son axe. En conséquence, le rendement et l'opérabilité des soufflantes s'en trouvent pénalisés. La présente invention a pour but de limiter ces inconvénients et concerne une installation de tels moteurs « semi-enterrés » permettant d'alimenter la soufflante de chaque moteur avec un écoulement d'air moins perturbé, c'est-à-dire le plus proche d'un écoulement d'air entrant pour des moteurs de fuselage arrière avec des pylônes saillants ou pour des moteurs de voilure sous les ailes. A cet effet, l'installation de moteurs à l'arrière d'un fuselage d'aéronef, lesdits moteurs étant partiellement incorporés latéralement dans le fuselage de l'aéronef, symétriquement par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie de celui-ci, est remarquable, selon l'invention, en ce que les axes des moteurs sont orientés de manière oblique par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef, pour former avec celui-ci des angles égaux convergeant vers un sommet commun situé dans ledit plan longitudinal vertical de symétrie, en aval desdits moteurs. Ainsi, grâce à l'invention, comme chaque moteur semi-enterré n'est plus parallèle au plan longitudinal vertical de symétrie et forme un angle ouvert convergeant vers ce dernier, la soufflante de chaque moteur, au lieu d'être perpendiculaire au plan, se trouve tournée obliquement vers l'extérieur par rapport au fuselage. De la sorte, l'écoulement de l'air entrant dans les moteurs ouverts par rapport au plan longitudinal, est alors moins perturbé même sur les côtés internes de ceux-ci, et s'effectue sensiblement parallèlement aux axes des soufflantes, sans être dévié de façon significative. En effet, l'impact de la distorsion de couche limite circulant le long du fuselage est réduit par la suppression de l'un des coudes du S, celui pour redresser l'écoulement, ce qui n'est plus nécessaire par l'installation en oblique des moteurs. Les vitesses d'entrée d'air et les pressions résultantes s'appliquant sur la section d'entrée transversale des moteurs orientés, ouverts, sont alors plus homogènes sur la totalité de la surface d'entrée des soufflantes concernées dont le rendement et l'opérabilité sont ainsi conservés. L'installation de l'invention avec de tels moteurs incorporés et obliquement ouverts se rapproche, du point de vue de l'écoulement de la veine d'air en direction des soufflantes, à une installation avec des moteurs de fuselage arrière latéraux portés par des pylônes Selon une estimation préférentielle, l'angle d'orientation oblique des moteurs se trouve dans une plage comprise entre 1° et 15°, respectivement de part et d'autre dudit plan vertical de symétrie de l'aéronef. En effet, cet angle ne peut être ni trop faible puisqu'il conduirait à des perturbations de l'écoulement comme dans l'art antérieur, ni trop grand car ce serait alors le côté externe des moteurs qui engendrerait des perturbations de l'écoulement d'entrée d'air. Plus préférablement, l'angle d'orientation oblique de chaque moteur est compris entre 3° et 8°. Dans un premier mode de réalisation, les moteurs convergeant vers ledit plan longitudinal vertical se terminent par des tuyères redressées, orientées symétriquement et extérieurement audit fuselage de manière à s'écarter de celui-ci. Ainsi, les jets gazeux chauds de sortie des moteurs permettent de réorienter la poussée dans l'axe de l'avion. Pour obtenir cela, la tuyère est avantageusement coudée et l'angle formé par le cône de sortie par rapport à l'axe du moteur correspondant est de l'ordre de 1° à 15°. Dans un second mode de réalisation, les moteurs se terminent par des tuyères qui convergent en une seule tuyère commune de sortie située dans le plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef, à l'extrémité arrière du fuselage. Cette solution permet de réunir les gaz chauds provenant des moteurs dans une même tuyère prévue en bout du fuselage. De préférence, les axes des moteurs sont situés dans un plan horizontal perpendiculaire audit plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef. Par ailleurs, l'invention concerne également un aéronef dont la partie arrière du fuselage comporte des moteurs partiellement incorporés latéralement dans celle-ci et respectivement disposés de part et d'autre du plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef. Avantageusement, ce dernier est pourvu d'une installation desdits moteurs de la manière définie ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 représente schématiquement une vue en plan d'un aéronef avec des moteurs incorporés « semi-enterrés » à l'arrière de son fuselage, conformément à l'installation de l'invention. La figure 2 montre de façon schématique et agrandie l'installation des deux moteurs de la figure 1. La figure 2A est une coupe transversale schématique de l'installation selon la ligne A-A de la figure 2. La figure 3 montre toujours de façon schématique l'installation des deux moteurs avec une tuyère commune. Les figures 4A et 4B montrent partiellement une réalisation antérieure d'une installation avec moteur incorporé « semi-enterré ». L'aéronef 1, représenté en regard de la figure 1, est un avion du type biréacteur dont les moteurs 2 et 3 sont situés en partie arrière 4 du fuselage 5 de l'avion, derrière les ailes 6, respectivement de part et d'autre du plan longitudinal vertical de symétrie P de celui-ci, dans lequel est contenu l'axe longitudinal 7 du fuselage 5. Les moteurs 2, 3 sont notamment des turbomoteurs (turboréacteurs) avec, pour chacun d'eux et comme le montre davantage la figure 2, à l'intérieur d'un carénage extérieur 8 au sens large du terme, une soufflante ou fan 9, un corps central 10 à compresseurs, chambre de combustion et turbines, et un cône de sortie 11 terminant la turbine aval et entouré par une tuyère de sortie 12 du carénage 8. Il pourrait s'agir, sans sortir de l'invention, d'un aéronef trimoteur avec le troisième moteur situé dans le plan longitudinal sur le dessus de la partie arrière du fuselage, voire d'un quadrimoteur avec deux moteurs jumelés de chaque côté du fuselage. Comme le montrent les figures 1 et 2, l'installation des moteurs 2 et 3 équipant l'avion 1 est une installation dite « semi-enterrée », c'est-à-dire, comme on l'a rappelé préalablement, que les moteurs sont partiellement incorporés latéralement et respectivement de part et d'autre du plan vertical de symétrie P, dans la partie arrière 4 du fuselage 5 en vue de réduire la traînée. La liaison entre chaque moteur et la structure du fuselage ne sera pas décrite ici puisque ne faisant pas partie de l'invention. On voit, notamment sur ces figures, que chaque moteur 2, 3 a un côté interne au fuselage et un côté externe faisant saillie latéralement du fuselage 5. Par rapport à l'enveloppe évolutive cylindrique E de la partie arrière de ce dernier, le côté interne 14 de chaque moteur 2, 3, situé à l'intérieur de l'enveloppe du fuselage 5, est bien inférieur dimensionnellement au côté externe 15 du moteur, situé à l'extérieur de l'enveloppe E, comme on peut mieux le voir sur la figure 2A. Dans l'installation conforme à l'invention, les axes longitudinaux 16 et 17 des moteurs 2 et 3 sont orientés de manière angulairement oblique et également symétrique par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie P de l'avion. On remarque, en particulier sur la figure 2, que les axes 16 et 17 des moteurs forment avec le plan P des angles identiques, respectivement Al et A2, qui convergent en aval des moteurs vers un sommet commun S situé dans le plan de symétrie P. De la sorte, la face d'entrée 18 de chaque soufflante 9 est tournée extérieurement par rapport au fuselage 5, d'un angle identique et se présente alors en biais avec une orientation angulaire donné par l'angle d'orientation A1, A2 des moteurs. Grâce à cette installation en oblique, l'air extérieur entre dans les moteurs ainsi orientés et se dirige vers les soufflantes selon un écoulement plus direct (flèches F sur la figure 2) sensiblement parallèle à l'axe des moteurs en étant ainsi moins perturbé, comparativement à celui qui entre dans une installation avec des moteurs 3', (2' non représenté) à axes parallèles 17', (16') au plan de symétrie P avec des faces d'entrée 18' des soufflantes 9' perpendiculaires au plan et en partie noyée dans la partie arrière 4' du fuselage 5', comme le montre la figure 4A . On remarque sur celle-ci que l'écoulement de l'air (flèches F1) suit, le long du fuselage 5', le profil courbe en S précité pour entrer dans la soufflante, ce qui entraîne, sur ce côté interne 14' de chaque moteur, un écoulement perturbé en direction du moteur représenté 3', (2') avec des problèmes de distorsion de la couche limite et des vitesses et pressions hétérogènes sur chaque soufflante et, ainsi, une perte de rendement importante de chacune d'elles. Les courbes C des différentes pressions entrant dans chaque soufflante 9' des moteurs à axes parallèles au plan vertical de symétrie P de l'avion sont schématiquement représentées sur la figure 4B et montrent bien l'hétérogénéité de celles-ci avec les inconvénients précités qui en résultent. Comme le montre cette figure, les pressions s'appliquant du côté interne 14' des soufflantes 9' des moteurs sont beaucoup plus faibles (écoulement perturbé) que celles s'appliquant du côté externe 15', là où l'écoulement est optimal, parallèle à l'axe des moteurs. Avec les axes 16, 17 des moteurs agencés obliquement, ouverts vers l'extérieur par rapport au fuselage, l'air entrant est canalisé au mieux par la partie avant 19 du carénage des moteurs 2, 3 ainsi orientés, ouverts, pour parvenir aux soufflantes de manière sensiblement parallèle à leurs axes, qui correspondent aux axes 16, 17 des moteurs, sans subir de distorsion ou perturbation d'écoulement importante par les profils courbes antérieurs. Un tel écoulement d'air rendu parallèle par l'orientation des moteurs agit, en termes de vitesse et de pression, de façon homogène sur toute la surface frontale des aubes des soufflantes, ce qui se traduit par un fonctionnement normal de celles-ci. De ce qui précède, il ressort que le fait d'orienter le moteur sous un certain angle avec le plan vertical de symétrie contenant l'axe longitudinal de l'avion, permet de diminuer les phénomènes de distorsion de l'air entrant dans la soufflante. Avec un axe de moteur orienté parallèlement (art antérieur), l'air entrant suit une courbe en S particulièrement près du fuselage avec les perturbations aérodynamiques qui en découlent (flèche F1, figure 4A), tandis qu'avec un axe de moteur orienté obliquement, on supprime l'un des coudes ou virages du S (flèche F, figures 2, 3), celui servant à redresser l'écoulement dans les moteurs à axes parallèles. Une plage de valeurs acceptable pour un tel angle d'orientation oblique des moteurs se situe entre 1° et 15°, de préférence 3° et 8°, de manière que les côtés internes 14 des moteurs 2, 3 ne soient pas exposés à l'écoulement perturbé comme précédemment, et que les côtés externes 15 des moteurs n'engendrent pas à leur tour des perturbations de l'écoulement d'air à ce niveau du fait d'une trop grande obliquité. Par ailleurs, il convient de préciser que, dans cet exemple représenté de manière non exclusive, les axes 16, 17 des moteurs sont contenus dans 2965250 s un plan horizontal perpendiculaire au plan longitudinal vertical de symétrie P de l'avion. Dans la réalisation montrée sur les figures 2 et 3, les deux moteurs 2 et 3 se terminent par des tuyères 12 qui sont coudées par rapport aux axes 5 respectifs 16, 17 des moteurs, de manière à redresser les jets et réorienter la poussée dans l'axe 7 de l'avion. Pour cela, les tuyères 12 sont orientées symétriquement et parallèlement l'une de l'autre par rapport au plan vertical P, de sorte que le cône de sortie 11, situé en sortie de turbine 10 et logé coaxialement à l'intérieur de la tuyère de chaque moteur, forme un angle B1, 10 B2 avec l'axe correspondant de celui-ci. Ce type de tuyère asymétrique par rapport au moteur est désigné par les motoristes comme tuyère « kinkée ». Par cela, on compense la disposition oblique des moteurs envoyant sinon les jets gazeux le long de partie arrière du fuselage. On voit, notamment sur la figure 2, les deux angles B1 et B2 15 identiques et opposés permettant de dévier la poussée fournie par les jets gazeux à l'écart de la partie arrière 4 du fuselage 5. Pour information, la valeur des angles B1 et B2 est de l'ordre de 1° à 15° égale aux angles Al et A2 pour que les tuyères soient alors redressées parallèlement au plan P, et est choisie en fonction de différents critères inhérents aux moteurs et à l'avion 20 en présence, l'essentiel étant de réorienter le vecteur poussée dans l'axe 7. Dans la réalisation montrée sur la figure 3, contrairement à la réalisation précédente, les deux tuyères 12 issues des moteurs 2 et 3 avantageusement obliques, se prolongent en direction du plan longitudinal vertical de symétrie P pour converger en une même tuyère commune 21 de 25 sortie entourant la queue 22 de la partie arrière 4 du fuselage 5. De cette façon, les cônes de sortie 11 des moteurs restent dans leur configuration initiale suivant les axes 16, 17 des moteurs correspondant, seules les tuyères de sortie 12 étant prolongées pour former en aval la tuyère commune 21. 30 REVENDICATIONS1. Installation de moteurs à l'arrière d'un fuselage d'aéronef, lesdits moteurs (2, 3) étant partiellement incorporés latéralement dans le fuselage (5) de l'aéronef, symétriquement par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie (P) de l'aéronef, caractérisée par le fait que les axes (16, 17) des moteurs (2, 3) sont orientés de manière oblique par rapport au plan longitudinal vertical de symétrie (P) de l'aéronef, pour former avec celui-ci des angles égaux (Al, A2) convergeant vers un sommet commun (S) situé dans ledit plan longitudinal vertical de symétrie (P), en aval desdits moteurs (2, 3). 2. Installation selon la revendication 1, dont l'angle d'orientation oblique (Al, A2) desdits moteurs se trouve dans une plage comprise entre 1° et 15° respectivement de part et d'autre dudit plan longitudinal vertical de symétrie (P) de l'aéronef. 3. Installation selon la revendication 2, dont l'angle d'orientation oblique (Al, A2) de chaque moteur est compris entre 3° et 8°. 4. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dont les moteurs (2, 3) convergeant vers ledit plan longitudinal vertical (P) se terminent par des tuyères redressées (12), orientées symétriquement et extérieurement audit fuselage (5) de manière à réorienter la poussée. 5. Installation selon la revendication précédente, dont la tuyère (12) des moteurs est coudée et l'angle (B1, B2) formé par le cône de sortie (11) par rapport à l'axe (16, 17) du moteur correspondant (2, 3) est de l'ordre de 1° à 15°. 6. Installation selon l'une des revendications 1 à 3, dont les moteurs (2, 3) se terminent par des tuyères (12) qui convergent en une seule tuyère de sortie commune (21) située dans le plan longitudinal vertical de symétrie (P) de l'aéronef, à l'extrémité arrière du fuselage (5). 7. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dont les axes (16, 17) des moteurs sont situés dans un plan horizontal perpendiculaire audit plan longitudinal vertical de symétrie (P) de l'aéronef. 8. Aéronef dont la partie arrière du fuselage comporte des moteurs partiellement incorporés latéralement dans celle-ci et respectivement disposés de part et d'autre du plan longitudinal vertical de symétrie de l'aéronef, caractérisé par le fait qu'il est pourvu d'une installation desdits moteurs de la manière définie selon l'une quelconque des revendications précédentes.