Brevet FR3063771A1 — publié le 20180914

Inverseur de poussée pour appareil à turboréacteur enterré L'invention a trait au domaine des aéronefs, et plus précisément des inverseurs de poussée pour les turboréacteurs équipant les aéronefs, notamment les avions civils. Les avions civils à réaction peuvent être classés en deux catégories selon le positionnement de leurs turboréacteurs (ou moteurs) : ceux dont les moteurs sont accrochés sous les ailes ; ceux dont les moteurs sont positionnés à l'extrémité arrière du fuselage, au niveau de l'empennage. La première configuration est généralement retenue pour les gros porteurs ; la seconde est prédominante parmi les petits porteurs, et notamment parmi les jets d'affaires. Quelle que soit la configuration retenue, les moteurs sont généralement équipés d'inverseurs de poussée, sous forme d'une ou plusieurs portes montées sur la nacelle du moteur de manière articulée entre une position escamotée dans laquelle la porte s'étend dans le prolongement de la nacelle pour laisser passer le flux propulseur, et une position déployée dans laquelle la coquille s'étend transversalement pour former un obstacle qui dévie le flux vers l'avant de l'appareil de sorte à générer une contre-poussée contribuant au freinage de celui-ci lors de son atterrissage. Un inverseur de poussée de ce type est présenté dans la demande de brevet européen EP 0 774 578 (Hispano Suiza). Pour une meilleure efficacité du dispositif, il est courant d'équiper la nacelle d'une paire de portes qui se déploient de manière symétrique pour dévier complètement le flux et ainsi maximiser la contre-poussée. Pour diminuer la consommation de carburant, il a été proposé, notamment pour les jets d'affaires, d'intégrer partiellement les 30 turboréacteurs au fuselage, de sorte à diminuer la traînée aérodynamique de l'appareil. Mais cette configuration rend difficile la mise en place d'un dispositif d'inversion de poussée, car elle laisse peu de place à l'intégration d'une porte articulée. 35 Un objectif de l'invention est par conséquent de proposer une solution d'inversion de poussée pour une telle configuration. 3063771 2 A cet effet, il est proposé, en premier lieu, un aéronef pourvu d'un fuselage et d'un turboréacteur comprenant un inverseur de poussée, le turboréacteur étant solidaire du fuselage, étant au moins partiellement enterré dans ce fuselage et s'étendant selon un axe de poussée 5 longitudinal, l'inverseur de poussée comprenant une porte montée articulée par rapport au fuselage, en aval du turboréacteur, entre une position escamotée dans laquelle la porte s'étend longitudinalement pour permettre la circulation des gaz selon l'axe de poussée, et une position déployée dans laquelle la porte s'étend transversalement en 10 regard d'un échappement du turboréacteur pour dévier les gaz de l'axe de poussée. Il est proposé, en deuxième lieu, un turboréacteur pour aéronef équipé d'un tel inverseur de poussée. Diverses caractéristiques supplémentaires peuvent être prévues, 15 seules ou en combinaison. Ainsi : en position rétractée de la porte, celle-ci peut s'étendre dans le prolongement du fuselage ; le turboréacteur étant monté au voisinage d'une partie arrière du fuselage, la porte peut être montée dans une queue du fuselage ; 20 - l'aéronef étant pourvu d'un empennage, la porte peut être montée au droit de l'empennage ; l'inverseur de poussée peut comprendre un système d'articulation de la porte par rapport au fuselage, qui inclut un vérin qui, par une extrémité fixe, est solidaire du fuselage et qui, par une extrémité 25 mobile, est solidaire de la porte ; l'extrémité mobile est par exemple fixée au voisinage d'une extrémité arrière de la porte ; selon un mode de réalisation, le système d'articulation comprend une bielle dont une extrémité arrière est montée en rotation par rapport au fuselage et dont une extrémité avant est montée en rotation par rapport à la porte ; l'extrémité avant de la bielle peut être montée en rotation par rapport à la porte dans une zone médiane de celle-ci ; D'autres objets et avantages de l'invention apparaîtront à la lumière de la description d'un mode de réalisation, faite ci-après en référence aux dessins annexés dans lesquels : 3063771 3 la FIG.1 est une vue en perspective, en coupe partielle, montrant un appareil équipé de turboréacteurs partiellement enterrés et, pour chacun, d'un inverseur de poussée monté articulé par rapport au fuselage ; 5 la FIG.2 est une vue de détail, à échelle agrandie, selon le médaillon II de la FIG.1, montrant l'inverseur de poussée en position rétractée (en trait plein) et en position déployée (en pointillés) ; la FIG.3 est une vue de détail, à échelle agrandie, montrant 10 l'appareil selon un autre angle de vue ; la FIG.4 est une vue de détail de dessus de l'appareil des figures précédentes ; la FIG.5 est une vue de dessus et de détail, à échelle agrandie, montrant un exemple de réalisation d'une articulation de 15 l'inverseur de poussée ; la FIG.6 est une vue similaire à la FIG.3, illustrant une variante de réalisation. Sur la FIG.1 est partiellement représenté un aéronef 1. Il s'agit, dans l'exemple illustré, d'un appareil (c'est-à-dire d'un avion) à 20 réaction, équipé de turboréacteurs 2, ici au nombre de deux. L'appareil 1 comprend un fuselage 3 délimitant une cabine 4 pour des passagers et une voilure 5 solidaire du fuselage 3 (ici située en partie basse), destinée à assurer la sustentation de l'appareil 1. Pour des raisons de commodité, on n'a pas représenté l'avant de l'appareil 25 1, qui définit classiquement un poste de pilotage. Le fuselage 3 se termine, dans une zone arrière, par une queue 6 qui va en s'effilant jusqu'à une extrémité 7 arrière. Dans l'exemple illustré, l'appareil 1 comprend, sur la queue 6, un empennage 8 ayant pour fonction de stabiliser l'appareil 1 et incluant une dérive 9 ainsi 30 que, le cas échéant, un plan 10 horizontal. Comme on le voit sur la FIG.1, les turboréacteurs 2 sont montés à l'arrière du fuselage 3, au voisinage de la queue 6. Chaque turboréacteur 2 est monté dans une nacelle 11 solidaire du fuselage 3. Comme cela est visible sur les dessins, et plus 35 particulièrement sur les FIG.1 et FIG.2, chaque turboréacteur 2 est monté dans une nacelle 11 qui est au moins partiellement enterrée 3063771 4 (avec le turboréacteur 2) dans le fuselage 3, c'est-à-dire qu'une paroi 12 extérieure de la nacelle 11 s'étend au moins en partie dans le prolongement du fuselage 3. Il résulte de cette configuration une diminution de la traînée aérodynamique de l'appareil 1, et par 5 conséquent une diminution de sa consommation de carburant. Comme on le voit respectivement sur la FIG.2 et sur la FIG.3, chaque turboréacteur 2 comprend une ouverture 13 amont qui définit une entrée pour l'air frais atmosphérique, et une ouverture 14 aval qui définit un échappement pour les gaz issus de la combustion réalisée 10 par le turboréacteur 2. Chaque turboréacteur 2 s'étend selon un axe P de poussée longitudinal parallèle à un axe A général d'extension de l'appareil 1. C'est en référence à cet axe P de poussée que sont définis les termes « amont » et « aval » qui désignent des localisations respectivement 15 situées du côté de l'avant et de l'arrière de l'appareil 1. Dans ce qui suit, le terme « longitudinal » désigne une direction parallèle (ou sensiblement parallèle) à l'axe P de poussée ; le terme « transversal » désigne une direction ou un plan perpendiculaire (ou sensiblement perpendiculaire) à l'axe P de poussée. 20 Pour chaque turboréacteur 2, l'appareil 1 est équipé d'un inverseur 15 de poussée, dont la fonction est de dévier, lors d'un atterrissage, les flux de gaz issus de la combustion, de sorte à générer une contre-poussée contribuant au freinage de l'appareil 1. Plus précisément, chaque inverseur 15 de poussée comprend une 25 porte 16 montée articulée entre : une position escamotée dans laquelle la porte 16 s'étend longitudinalement pour permettre la circulation des gaz selon l'axe P de poussée, et une position déployée dans laquelle la porte 16 s'étend 30 transversalement en regard de l'échappement 14 du turboréacteur pour dévier les gaz de l'axe P de poussée (et ainsi générer la contre-poussée requise à l'atterrissage). Comme on le voit bien sur les FIG.2 à FIG.5, la porte 16 est montée articulée par rapport au fuselage 3 en aval du turboréacteur 2. 35 Plus précisément, et selon un mode de réalisation illustré sur les dessins, la porte 16 s'étend, en position rétractée, dans le prolongement du fuselage 3, comme illustré en trait plein sur la FIG.2. 3063771 5 A cet effet, le fuselage 3 présente une découpe qui forme une embrasure 17 pour la porte 16, que celle-ci vient compléter en position rétractée. En pratique, la porte 16 se présente sous forme d'un panneau dont 5 une face 18 externe vient, en position rétractée, obturer l'embrasure 17 et dont la cambrure forme une solution de continuité avec le fuselage 3. Afin de minimiser la traînée aérodynamique de l'appareil 1, la porte 16 est avantageusement dimensionnée de manière à minimiser l'interstice entre les bords de la porte 16 et l'embrasure 17 en position 10 rétractée. Dans l'exemple de réalisation illustré, où chaque turboréacteur 2 est monté au voisinage d'une partie arrière du fuselage 3 (et plus précisément au voisinage de la queue 6), chaque porte 16 est montée dans la queue 6, et c'est dans la queue 6 qu'est formée l'embrasure 17. 15 Plus précisément, dans cet exemple de réalisation, la porte 16 est montée au droit de l'empennage 8. Comme on le voit sur la FIG.2, la porte 16 présente une face 19 interne qui, en position déployée, s'étend en regard de l'échappement 14 et contre laquelle viennent buter les flux de gaz issus de la 20 combustion, ce qui les dévie de l'axe P de poussée, comme illustré par les flèches des FIG.2, FIG.3 et FIG.5. Pour manoeuvrer la porte 16 de sa position rétractée à sa position déployée (et réciproquement), chaque inverseur 15 de poussée est avantageusement équipé d'un système 20 d'articulation. 25 Selon un mode de réalisation illustré sur la FIG.5, ce système 20 d'articulation comprend un vérin 21 ayant une extrémité 22 fixe par laquelle il est solidaire du fuselage 3, et une extrémité 23 mobile par laquelle il est solidaire de la porte 16. Plus précisément, dans l'exemple illustré sur la FIG.5, le vérin 21 30 comprend un corps 24 de vérin fixé (de préférence avec possibilité de rotation autour d'un axe Al primaire vertical) par une extrémité arrière (correspondant à l'extrémité 22 fixe) sur le fuselage 3 (avantageusement sur une armature sous-jacente), et une tige 25 fixée (de préférence avec possibilité de rotation autour d'un axe A2 35 secondaire vertical) par une extrémité avant (correspondant à l'extrémité 23 mobile) sur la porte 16. 3063771 6 Dans l'exemple de réalisation de la FIG.5, l'extrémité 23 mobile du vérin 21 est fixée au voisinage d'une extrémité 26 arrière de la porte 16 Par ailleurs, dans cet exemple de réalisation, le système 20 5 d'articulation comprend une bielle 27 dont une extrémité 28 arrière est montée en rotation par rapport au fuselage 3 (avantageusement sur l'armature sous-jacente, et par exemple autour de l'axe Al primaire), et dont une extrémité 29 avant est montée en rotation par rapport à la porte 16. 10 Dans l'exemple illustré, l'extrémité 29 avant de la bielle 27 est montée en rotation par rapport à la porte 16 dans une zone médiane de celle-ci. De la sorte, la cinématique d'ouverture de la porte 16 est la suivante, à partir de la position rétractée dans laquelle la tige 25 de 15 vérin est rentrée dans le corps 24 de vérin. Sur commande hydraulique (ou électrique), qui peut être donnée manuellement par le pilote de l'appareil 1 ou de manière automatique par un système d'assistance au pilotage, la tige 25 de vérin est déplacée vers une position sortie (illustrée sur la FIG.5), ce qui déplace 20 l'extrémité 26 arrière de la porte 16 vers l'avant. Dans le même temps, l'extrémité 29 avant de la bielle 27 parcourt un arc de cercle en s'écartant du fuselage 3, ce qui fait pivoter la porte 16 vers sa position déployée, dans laquelle elle s'étend transversalement. Selon un mode particulier de réalisation, la position déployée de la 25 porte 16 correspond à la position complètement sortie de la tige 25 de vérin. En variante, il est prévu sur le fuselage 3 (par ex. sur l'embrasure 17) une butée contre laquelle l'extrémité 26 arrière de la porte 16 vient s'appliquer, ce qui détermine alors son orientation spatiale en position déployée. 30 La FIG.3 illustre un exemple de réalisation dans lequel l'enterrement des nacelles 11 (avec les turboréacteurs 2) est dit « fort », c'est-à-dire que les nacelles 11 sont accolées de manière assez intime au fuselage 3, au bénéfice d'une réduction importante de la traînée aérodynamique. Dans ce cas, et comme on le voit sur la 35 FIG.3, la porte 16 peut présenter un contour convexe, sensiblement rectangulaire ou trapézoïdal (lorsque vu de côté). 3063771 7 La FIG.6 illustre une variante de réalisation, dans laquelle l'enterrement des nacelles 11 est dit « faible », c'est-à-dire que, par comparaison avec un enterrement fort, les nacelles 11 (avec les turboréacteurs 2) sont moins intimement accolés au fuselage 3, (et 5 donc plus écartés de celui-ci). Dans ce cas, le fuselage 3 (ou son armature sous-jacente) inclut une semelle 30 sur laquelle est fixée la nacelle 11, qui s'étend assez loin vers l'aval, au-delà d'un bord 31 amont de la porte 16. Pour adapter l'inverseur 11 de poussée à cette configuration sans 10 devoir le décaler vers l'aval au point d'en amoindrir l'efficacité, et comme illustré sur la FIG.6, le bord 31 amont de la porte 16 (de même que l'embrasure 17) est pourvu d'une découpe 32 complémentaire d'une extrémité arrière (ici en forme de pointe) de la semelle 30. Dans ce cas, une partie du flux issu de la combustion est 15 susceptible de traverser la découpe 32 en poursuivant sa course le long de l'axe P de de poussée, mais la majeure partie du flux est déviée transversalement par la face 19 interne de la porte 16. On voit que l'intégration de l'inverseur 15 de poussée au fuselage 3 offre une solution permettant de générer une contre-poussée à 20 l'atterrissage, dans une configuration d'appareil où les nacelles 11 (avec les turboréacteurs 2) sont au moins partiellement enterrées. REVENDICATIONS1. Aéronef (1) pourvu d'un fuselage (3) et d'un turboréacteur d'aéronef comprenant un inverseur (15) de poussée pour turboréacteur),le turboréacteur (2) étant solidaire du fuselage (3) de l'aéronef et s'étendant selon un axe (P) de poussée longitudinal, l'inverseur (15) de poussée comprenant une porte (16) montée articulée entre une position escamotée dans laquelle la porte (16) s'étend longitudinalement pour permettre la circulation des gaz selon l'axe (P) de poussée, et une position déployée dans laquelle la porte (16) s'étend transversalement en regard d'un échappement (14) du turboréacteur (2) pour dévier les gaz de l'axe (P) de poussée, cet inverseur (15) de poussée étant caractérisé en ce que, le turboréacteur (2) étant au moins partiellement enterré dans le fuselage (3), la porte (16) est montée articulée par rapport audit fuselage (3), en aval du turboréacteur (2). 2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que, en position rétractée de la porte (16), ladite porte s'étend dans le prolongement du fuselage (3). 3. Aéronef selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que, le turboréacteur (2) étant monté au voisinage d'une partie arrière du fuselage (3), la porte (16) est montée dans une queue (6) du fuselage (3). 4. Aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que, l'aéronef (1) étant pourvu d'un empennage (8), la porte (16) est montée au droit de l'empennage (8). 5. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un système (20) d'articulation de la porte (16) par rapport au fuselage (3), qui inclut un vérin (21) qui, par une extrémité (22) fixe, est solidaire du fuselage (3) et qui, par une extrémité (23) mobile, est solidaire de la porte (16). 6. Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'extrémité (23) mobile est fixée au voisinage d'une extrémité (26) arrière de la porte (16). 7. Aéronef selon la revendication 5 ou la revendication 6, caractérisé en ce que le système (20) d'articulation comprend une bielle (27) dont une extrémité (28) arrière est montée en rotation par 3063771 9 rapport au fuselage (3) et dont une extrémité (29) avant est montée en rotation par rapport à la porte (16). 8. Aéronef selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'extrémité (29) avant de la bielle (27) est montée en rotation par 5 rapport à la porte (16) dans une zone médiane de celle-ci. 9. Turboréacteur comprenant un inverseur (15) de poussée, pour un aéronef selon l'une des revendications précédentes. 10