FR 2011579 A1 19700306 FR 6921016 A 19690623 69 21016 i 2011579 La présente invention est relative aux entrées d'air d'avions propulsés par turboréacteur qui sont pourvues de conduits d'air s * étendant jusqu'au moteur et, plus particulièrement, à un dispositif susceptible de contrarier la production d'un courant d'air 5 secondaire dans les couches limites s*étendant sur les éléments de la paroi intérieure du conduit d'air lorsque l'avion vole de telle sorte que l'angle que forme l'entrée d'air avec la direction d'écoulement de cet air devient important, ce qui est le cas lorsque l'angle d'attaque et/ou de lacet prend une valeur 10 notable. Afin de permettre au turboréacteur de travailler sans perturbations, c'est-à-dire de fournir d'une manière continue la poussée qui est requise à tout moment pour permettre le vol de l'avion,il est extrêmement important que le courant d'air envoyé au 15 compare s seur du moteur soit uniforme en ce qui concerne la vitesse, la pression et la direction sur toute l'étendue de l'écoulement (la totalité de la section tr a,fis ver s aie de 1 ' écoulement) «A cette fin,il est spécialement important que les premières aubes du compresseur soient attaquées avec, approximativement, la mê-20 ne vitesse axiale. Si l'air d'alimentation est envoyé au moteur par l'intermédiaire d'un conduit d'air allongé équipé d'une entrée d'air à son extrémité antérieure, il est difficile d'obtenir une répartition égale de la vitesse et de la pression à l'entrée du compresseur du moteur,notamment lorsque l'angle que for-25 me l'entrée de l'air avec la direction d'écoulement de celui-ci devient important comme c'est le cas lorsque l'avion vole à une vitesse subsonique avec un angle d'attaque et/ou de lacet atteignant une valeur notable. Dans les conditions de vol précitées,le courant d'air doit 50 être dévié dans l'entrée d'air,c'est-à-dire que ce courant d'air est infléchi d'un angle correspondant à celui formé entre l'entrée d'air et la direction d'écoulement de cet air, ce qui provoque une différence de pression et de vitesse dans la section transversale du champ infléchi de l'écoulement. La pression stati-35 que sur l'élément de la .paroi intérieure du conduit d'air qui, lorsque le courant d'air est dirigé obliquement par rapport à 1-entrée drair,est à l'abri de ce courant d'air,est inférieure à la pression moyenne du champ d'écoulement à travers le canal, ce qui provoque la formation d'un courant secondaire dans la couche limi-40 te qui s'établit sur les éléments de la paroi intérieure de l'en 69 21016 2 2011579 trée d'air. C'est-à-dire que la couche limite la plus épaisse s'établit normalement sur l'élément de la paroi intérieure du conduit d'air qui forme un prolongement d'une partie de celui-ci s'é-tendant en avant vers l'entrée d'air,par exemple une plaque de 5 couche limite ou, si l'entrée d'air est placée à proximité d'un élément de la paroi extérieure de 1'avion,ladite couche est située sur la partie de la paroi interne à proximité de l'élément mentionné ci-dessus de la paroi extérieure. Par suite de la différence de pression dans le champ d'écoulement de l'air,1e cou-10 rant d'air secondaire dans la couche limite comporte des composantes de vitesse en direction transversale par rapport à l'axe longitudinal de l'entrée d'air et du conduit d'air qui sont dirigées vers la partie de paroi à-l'abri du courant d'air du conduit d'air et, pour cette raison,1'écoulement d'air secondaire provo-15que une accumulation de l'air de la couche limite sur cette partie de paroi à l'abri du courant d'air.Le résultat de cette accumulation de la couche limite sera qu'en aval de celle-ci, dans le courant d'air s'écoulant vers le moteur,deux régions séparées l'une de l'autre et dans lesquelles existeront des vitesses axiales et 20des pressions de stagnation-différentes , c'est-à-dire qu'il y aura une importante variation des conditions d'écoulement en direction circonférentielle. Par suite, dans l'une des régions la vitesse d'air axiale et la pression de stagnation deviendront sensiblement inférieures à la vitesse d'air moyenne et à la pression 25moyenne pour lesquelles le compresseur du turboréacteur est dimen-sionaé tandis que dans l'autre région la vitesse d'air axiale et la pression de stagnation seront sensiblement supérieures à cette vitesse d'air et à cette pression de stagnation moyennes. Ces différences ont pour conséquence que les aubes du compresseur doi-50vent traverser au cours de chaque révolution une région dans laquelle la vitesse axiale de l'air est élevée et une autre région dans laquelle la vitesse axiale de l'air est faible,ce qui provoque une perte de vitesse du compresseur (décrochage du compresseur) Ceci peut entraîner une variation cyclique de pression dans le 35 compresseur,connue sous le nom de pompage,entraînant une altération dans le fonctionnement et la puissance utile du moteur et -une diminution possible de celle-ci. L'invention a pour but de maîtriser les perturbations précitées dans le fonctionnement du turboréacteur en,empêchant la for-40 mation de l'écoulement secondaire dans la couche limite se for 69 21016 3 201157-9 mant sur les éléments de la paroi intérieure du conduit d'air , étant donné que c'est cet écoulement secondaire qui provoque les dites perturbations.Ce but est atteint,selon l'invention,du fait que l'entrée d'air comporte une fente allongée en forme de buse 5 s'étendant le long du conduit d'air et disposée dans la partie antérieure de cette entrée d'air et sur le côté de laquelle l'aLr pénètre suivant un angle oblique,cette fente s'étendant à proximité de la partie de paroi intérieure du conduit d'air au niveau de laquelle ledit écoulement secondaire s'établit et pré-10 sente la couche limite la plus épaisse, et ayant une forme favorisant l'admission de l'écoulement dans l'entrée d'air de telle sorte que 1'écoulement secondaire sur la partie de la paroi soit contrarié ou neutralisé par l'air s'écoulant à travers cette fente. 15 D'autres caractéristiques et avantages de l'invention appa raîtront à la lecture de la description détaillée suivante de réalisations de celle-ci faite avec référence aux dessins annexés dans lesquels: ïig.l est une vue en perspective d'un avion dont l'entrée 20 d'air est pourvue d'un dispositif conforme à l'invention; Fig.2 est une vue en perspective, à grande échelle,montrant l'entrée d'air de l'avion représenté sur la figure 1; 3?ig«3 est une vue en coupe longitudinale suivant la ligne III-IIlde la figure 2 et qui s'étend à travers une fente qui est 25 pratiquée dans la paroi inférieure de l'entrée d'air, ïig.4 est une vue en coupe transversale à travers la même fente suivant la ligne IV-IV de la figure 3 ; ]?ig»5 est une vue en perspective d'une entrée d'air comportant une fente modifiée selon l'invention; 30 Fig.6 est une vue en coupe longitudinale à travers la der nière fente mentionnée , suivant la ligne VI-VI de la figure 5; Fig.7 est une coupe longitudinale pratiquée à travers une entrée d'air classique d'un avion propulsé par un turboréacteur de type normal et montrant une partie de l'écoulement à travers 35 l'entrée d'air et un élément du conduit d'air disposé en arrière de celle-ci lorsque l'avion vole avec un angle d'attaque important; Fig.8 est une vue en coupe transversale de l'entrée d'air de la figure 7,cette coupe étant pratiquée suivant la ligne VIII-4-0 VIII de cette figufe 7> 69 21016 4- 2011579 Fig.9 est une vue en coupe transversale du conduit d'air montré dans la figure 7»la coupe étant pratiquée juste à l'emplacement où le conduit d'air se raccorde au turboréacteur et montrant la distribution de la vitesse et de la pression de stagna-5 tion au niveau de cette coupe; Fig.lO est une vue en coupe longitudinale à travers une entrée d'air pourvue d'un dispositif conforme à l'invention représenté sur les figures 1 à 6 et montrant 11 écoulement à travers l'entrée d'air et un élément du conduit d'air disposé en arrière 10 de celle-ci lorsque l'avion vole avec des angles d'attaque importants comme dans le cas de la figure 7> Fig.ll est une vue en coupe transversale à travers l'entrée d'air montrée dans la figure 10 ,cette vue étant prise suivant la. ligne XI-XI de la figure 10, et 15 ELg.12 est une vue en coupe transversale du conduit d'air montré dans la figure 10,1a coupe étant pratiquée juste à l'emplacement où le conduit d'air se raccorde au turboréacteur et montrant un exemple de la distribution de la vitesse et de la pression de stagnation obtenues au niveau de cette coupe au moyen 20 du dispositif de l'invention. Sur les dessins, la référence 1 désigne un avion comportant deux ailes 2, 3 et un fuselage 4 et qui est propulsé par un turboréacteur 5 qui reçoit la quantité d'air requise pour la combustion par l'intermédiaire de conduits d'air 6 qui s'étendent vers 25 l'avant, à partir du moteur,et qui sont reliés, des deux côtés du fuselage de l'avion,à des entrées d'air 7. Sur le coté du fuselage , entre celui-ci et l'entrée d'air ,l'avion est pourvu, d'une manière connue, d'un dispositif déflecteur de couche limite 8 em-" péchant la majeure partie de la couche limite qui est formée sur 30 le fuselage 4 en avant de l'entrée d'air d'être entraînée dans cette dernière. L'entrée d'air et le conduit d'air comportent deux éléments de paroi intérieure 9jl0 qui sont pratiquement o-rientés parallèlement à l'axe longitudinal de 1'avion,1'élément cè paroi le plus proche du fuselage étant désigné par la référence 9» 35 Dans sa partie avant,inférieure 11,l'entrée d'air est pourvue,selon l'invention,d'une fente allongée 12 formant buse qui s'étend dans le sens longitudinal du conduit le long et à proximité de la paroi interne 9 de celui-ci. La forme de buse de la fente apparaît mieux dans la coupe 40.de la figure 4.Pour obtenir cette forme qui dirige avantageusement 69 21016 5 2011579 l'air s'écoulant à travers la fente vers le haut le long de l'élément 9 de la paroi interne,ce dernier est prolongé vers le "bas au-dessous du côté inférieur 11 de l'entrée d'air par une lèvre à "bord arrondi 13 de telle sorte que la surface de la section 5 transversale de la fente aille en se rétrécissant vers l'entrée d'air. Dans le même but, le bord extérieur de la fente est pourvu,sur son côté opposé, d'un chanfrein 14 tandis que le bord intérieur de cette fente se présentant vers l'entrée d'air forme un angle aigu 15. Ainsi que le montre mieux la figure 6,1a paroi 10 forme , dans la partie inférieure 11 du conduit, à l'extrémité intérieure de la fente,une lèvre 17 ressemblant au bord d'attaque 16 de l'entrée d'air. Les figures 5 et 6 montrent une autre réalisation du dispositif de l'invention dans laquelle la fente est désignée par la référence 12a . Oette fente ne diffère de la 15 fente 12 montrée dans les figures 2 3 et 4 que du fait qu'elle ne s'étend pas sur la totalité du bord d'attaque de l'entrée d'air. Une partie 18 du bord d'attaque présentant un profil aérodynamique ferme l'extrémité antérieure de cette fente et sert à transmettre les efforts se manifestant dans la structure de la 20 paroi de l'entrée d'air de l'élément 9 à l'élément 11 de cette paroi. Le fonctionnement du&ispositif de l'invention est maintenant plus amplement décrit et, afin de permettre une meilleure compréhension de ce fonctionnement,les figures 7» 8 et 9 représentent 25 une entrée d'air classique se prolongeant par un conduit d'air et dans laquelle la veine d'air pénètre obliquement en provoquant le phénomène d'écoulement décrit plus haut. La direction d'écoulement de l'air à l'intérieur de l'entrée d'air 7 est incliiiée d'un angle a par rapport à la direction de cette entrée d'air,un tube 30 imaginaire figuré en avant de ladite entrée d'air représentant la veine franchissant celle-ci. Lorsque la veine représentée par ce tube pénètre dans l'entrée d'air,elle est déviée d'un angle û, ce qui a pour effet de créer à l'intérieur de cette entrée d'air, d'une part,une zone à l'abri du courant d'air au niveau de l'élé-35 ment de paroi intérieure 20 formant la partie inférieure du conduit d'air et, d'autre part,une zone 21 exposée au courant d'air au niveau de l'élément de paroi formant le côté supérieur du conduit. Une différence de pression est ainsi provoquée dans le champ d'écoulement dont la partie exposée au courant d'air est 40 sous une pression supérieure (désignée par +) à la pression mo 69 21016 6 2011579 yenne de l'écoulement tandis que la partie à l'abri du courant d'air est sous une pression (désignée pari) inférieure à ladite pression moyenne. Cette différence de pression provoque la formation d'un écoulement secondaire, indiqué par les flèches 22 et 5 23»dans les couches limites 24 et 25 s'étendant respectivement sur les parois latérales intérieures 9 et 10 de l'entrée d'air et du conduit d'air orientés pratiquement suivant l'axe longitudinal de l'avion. Les lignes 26 de la figure 7 montrent l'écoulement dans la couche limite s'étendant sur la paroi latérale 9» 10 L'air de la couche limite qui s'écoule dans la zone à l'abri du coûtant d'air, c'est-à-dire contre la paroi 20, présente une vitesse axiale et une pression de stagnation sensiblement plus faibles que la valeur moyenne de l'écoulement à travers le conduit et s'accumule dans cette zonê à l'abri du courant d'air en 15 formant une couche limite épaisse 27 dans laquelle se forme un écoulement turbulent distinct 28 en direction de l'arrière. Ceci aura pôur conséquence que l'écoulement de l'air à travers le conduit ne sera pas uniforme et présentera, à l'entrée du compresseur du moteur ,1a distribution de vitesse et de pression de stag-20 nation qui est représentée principalement sur la figure 9* Une région 29, ayant la forme d'un secteur de cercle,et dans laquelle s'établissent une pression de stagnation et une vitesse inférieures à la valeur moyenne correspondante de l'écoulement est constituée à la partie inférieure du conduit d'air, au-dessous du 25 corps central 30 du moteur, et une région 31» en forme de dos d'âne, dans laquelle s'établissent une pression de stagnation et une vitesse supérieures à ladite valeur moyenne est constituée au-dessus et sur les côtés du corps central. Cette importante variation dans les conditions d'écoulement en direction circonfé-30 rentielle provoque les perturbations antérieurement mentionnées • dans la poussée engendrée par le turboréacteur. En équipant l'entrée d'air décrite ci-dessus d'un dispositif conforme à l'invention,le mode d'écoulement montré principalement sur les figures 10, 11 et 12 s'établira pour égaliser l'é-35 coulement de l'air pénétrant dans l'entrée d'air suivant la même direction. Les figures 7 et 10, 8 et 11, 9 et 12, sont respectivement comparables entre elles.La fente 12, 12a pratiquée suivant l'invention dans l'élément de paroi inférieur 20 et s'étendant à travers la paroi de l'entrée d'air est dimensionnée de tel-40 le sorte que l'air,indiqué par la flèche 32,qui provient du cou 69 21016 i 2011579 rant d'air libre à l'extérieur de l'entrée d'air ait une force d'impulsion au moins aussi importante que l'air de la couche limité s'écoulant transversalement sur l'élément 9 de la paroi intérieure de l'entrée d'air et du conduit d'air. 5 Du fait que l'écoulement d'air à travers la fente a une for ce d'impulsion aussi importante que l'écoulement secondaire 22 existant dans la couche limite 24 avec l'entrée d'air classique, ce dernier écoulement ne se produira pas et l'écoulement dans la couche limite s'effectuera suivant les lignes 26a. La consé-10 quence de ceci sera que la région 27a dans laquelle se produit un écoulement distinct sera moindre que la région correspondante 27 dans l'entrée d'air classique. De la même manière, la région 29a à l'entrée du compresseur dans laquelle la vitesse et la pression de stagnation sont inférieures èla valeur moyenne 15 dans l'écoulement à travers l'entrée d'air sera d'autant plus faible, tant en section transversale qu'en profondeur, que la différence de pression entre les deux régions 29 et 31 sera moindre, c'est-à-dire que la variation de pression en direction cir-conférentielle sera plus réduite. 20 Pour obtenir, à l'entrée du compresseur du moteur,une distribution de pression et de vitesse de l'écoulement qui soit favorable au fonctionnement de ce compresseur,il s'est révélé avantageux que l'air 32 s'écoulant à travers la fente ait une force d'impulsion plus grande que célle de l'écoulement secondaire se 25 manifestant dans la couche limite 24 avec une entrée d'air et un conduit classiques. De cette façon,l'écoulement secondaire précité dans la couche limite est contraint à tourner et à s'écouler vers le haut contre le côté exposé au courant d'air du.conduit d'air de telle sorte qu'un écoulement en spirale, indiqué par 30 les flèches 33»est formé dans le conduit d'air. L'angle de torsion de l'écoulement d'air en spirale à travers le conduit d'air peut être approprié de telle sorte que l'on obtienne, à l'entrée du compresseur,1a distribution de la pression principale et de la vitesse montrée sur la figure 12. Du fait de la torsion de l'é-35 coulement, des régions de pression et de vitesse de forme annulaires concentriques s'établissent dans l'écoulement, à savoir une région 29a , dans laquelle la pression et la vitesse sont inférieures à la valeur moyenne de l'écoulement, autour et au voisinage immédiat du corps central du moteur,et une région 31a, dans 401aquelle la pression et la vitesse- sont plus élevées que la dite 69 21016 8 2011579 valeur moyenne, entre la paroi du canal d'air et la région 29a. Ce genre de distribution de pression et de vitesse variant radia-lement s'est révélé propre à empêcher un pompage du compresseur et la perturbation qui en résulte du fonctionnement et du rende-5 ment du turboréacteur. L'invention ne doit pas être considérée comme limitée aux modes de réalisations spécifiques décrits et représentés sur les dessins mais englobe toutes les variantes ou modifications. C'est ainsi, par exemple, que l'invention pourra être appliquée à des 10 entrées d'air ayant une forme autre que celle décrite. D'autre part, ladite fente pourra être réalisée de telle sorte qu'elle soit ouverte lorsque l'air pénètre dans l'entrée d'air suivant une direction formant un angle important avec celle-ci et reste fermée lorsque les conditions de vol sont telles que ledit angle 15 est peu important. 69 21016 9 2011579 -BEVEUDICATIOtt Dispositif destiné à éajiiper les entrées d'air d'avions propulsés par turboréacteur qui sont pourvues de conduits s'étendant jusqu'au moteur et présentant une partie de la paroi interne dirigée pratiquement parallèlement à l'axe longitudinal de 5 l'avion et au niveau de laquelle s'établit une couche limite dans laquelle un écoulement secondaire ayant une composante de vitesse dirigée en direction transversale par rapport à l'axe longitudinal du conduit d'air est engendré lorsque la direction de vol de l'avion est telle qu'un angle oblique est formé entre l'en-10 trée d'air et l'écoulement d'air ainsi que c'est le cas lorsque l'avion vole de telle sorte que son angle d'attaque et/ou de lacet est important,une accumulation d'air de la couche limite se produisant sur une seconde partie de la paroi interne du conduit d'air qui constitue une zone à l'abri du courant d'air lorsque 1J? la veine d'air pénètre dans l'entrée d'air suivant un angle important de telle sorte qu'il résulte une distribution défavorable de la vitesse et de la pression de stagnation de l'air s'é-coulant à travers l'entrée d'air jusqu'au moteur; ce dispositif étant caractérisé en ce que l'entrée d'air comporte une fente al-20 longée en forme de buse s'étendant le long du conduit et disposée dans la partie antérieure de l'entrée d'air sur le côté de laquelle la veine d'air pénètre suivant un angle oblique, cette fente s'étendant à proximité de la partie de paroi interne du conduit d'air où ledit écoulement secondaire est formé et présen-25 tant une forme favorable à l'admission dans l'entrée d'air d'un écoulement contrariant ou empêchant la formation de cet écoulement secondaire.