FR 2905356 A1 20080307 FR 0607751 A 20060905 1 La présente invention concerne un procédé pour la réalisation d'un aéronef à impact environnemental réduit et l'aéronef obtenu par la mise en oeuvre de ce procédé. On sait que les turbopropulseurs, à une ou plusieurs hélices, pré- sentent de meilleurs rendements énergétiques que les turbomoteurs. Cependant, la plupart des aéronefs existants sont mus par des turbomoteurs qui, d'une part, sont gourmands en combustible et, d'autre part, sont des sources de pollution environnementale par leurs rejets dans l'atmosphère. Par suite, en ce qui concerne l'économie d'énergie et la pollution environnementale, il serait plus avantageux de munir les aéronefs de turbopropulseurs plutôt que de turbomoteurs. Cependant, en fonctionnement, les turbopropulseurs sont encore plus bruyants que les turbomoteurs, de sorte que l'avantage en économie d'énergie et en pollution environnementale par rejets, dont on bénéficierait par le remplacement des turbomoteurs par des turbopropulseurs, serait accompagné par l'inconvénient d'une augmentation de la pollution sonore. La pollution sonore ainsi atteinte serait inacceptable et, de toute façon, difficilement compatible avec les réglementations actuellement en vigueur. On sait de plus que, parmi les turbopropulseurs connus, ceux comportant deux hélices contrarotatives (généralement désignés par l'ex-pression "propfans contrarotatifs") sont particulièrement intéressants en ce qui concerne l'efficacité propulsive, d'une part, et l'encombrement radial, d'autre part. En effet, un turbopropulseur à deux hélices contrarotati-ves présente, à puissance égale, un diamètre d'hélices inférieur d'au moins 25% à celui d'un turbopropulseur à hélice unique. 2905356 2 De tels turbopropulseurs peuvent avantageusement être disposés à l'arrière de l'aéronef, de sorte que les hélices sont éloignées de la cabine et que le bruit ressenti dans celle-ci est réduit. On notera qu'une telle installation arrière d'un tel turbopropulseur est favorisée, puisque le diamètre 5 desdites hélices est réduit. Par ailleurs, par exemple par GB-1 397 068, on sait utiliser des parties de la cellule d'un aéronef pour masquer, vers le bas, le bruit engendré par au moins un turbomoteur monté à l'arrière de l'aéronef, sur le dos de celui-ci. 10 La présente invention a pour objet la réalisation d'un aéronef à impact environnemental réduit comportant au moins un turbopropulseur à deux hélices contrarotatives, monté à l'arrière dudit aéronef, sur le dos de celui-ci, mettant en oeuvre le principe du masquage de bruit par des parties de la cellule dudit aéronef de telle sorte que le bruit ressenti sous ledit 15 aéronef, notamment lors de décollages et d'atterrissages, est au moins partiellement masqué. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour la réalisation d'un aéronef à impact environnemental réduit, présentant un axe longitudinal et comportant : 20 un fuselage pourvu de deux ailes symétriques et d'un empennage horizontal arrière ; ù au moins un turbopropulseur à deux_ hélices contrarotatives monté à l'arrière de l'aéronef, sur le dos de celui-ci, l'axe dudit turbopropulseur étant au moins sensiblement parallèle audit axe longitudinal dudit aéro- 25 nef, est remarquable en ce que : on détermine le bruit d'interaction desdites hélices contrarotatives qui comporte : 2905356 3 un premier lobe conique, dirigé vers l'avant dudit turbopropulseur et centré sur l'axe de celui-ci, le sommet dudit premier lobe conique se trouvant au moins approximativement à mi-chemin entre les plans desdites hélices, ledit premier lobe conique étant défini entre une 5 première surface conique externe d'angle au sommet compris entre 50 et 70 et une première surface conique interne d'angle au sommet compris entre 20 et 40 , lesdites premières surfaces coniques externe et interne étant coaxiales audit turbopropulseur et ayant leurs sommets confondus avec celui dudit premier lobe coni- 10 que; et un second lobe conique, dirigé vers l'arrière dudit turbopropulseur et centré sur l'axe de celui-ci, le sommet dudit second lobe conique se trouvant au moins approximativement à mi-chemin entre les plans desdites hélices, ledit second lobe conique étant défini entre une 15 seconde surface conique externe d'angle au sommet compris entre 40 et 60 et une seconde surface conique interne d'angle au sommet compris entre 10 et 30 , lesdites secondes surfaces coniques externe et interne étant coaxiales audit turbopropulseur et ayant leurs sommets confondus avec celui dudit second lobe coni- 20 que ; et on-dispose ledit turbopropulseur sur le dos dudit aéronef,_ entre lesdites ailes et ledit empennage horizontal, de façon que la partie inférieure du-dit premier lobe conique rencontre au moins partiellement lesdites ailes et que la partie inférieure dudit second lobe conique rencontre au moins 25 partiellement ledit empennage horizontal. En effet, en étudiant les turbopropulseurs à deux hélices contrarotatives, la demanderesse a constaté que les bruits engendrés par la turbine étaient négligeables par rapport aux bruits d'hélices et que, parmi ces derniers, le bruit propre à chaque hélice pouvait être réduit, de sorte que le 2905356 4 bruit prépondérant engendré par de tels turbopropulseurs était celui résultant de l'interaction des hélices, chaque hélice entraînant des fluctuations de portance sur les pales de l'autre hélice. De plus, la demanderesse a pu déterminer, aussi bien par voie expérimentale (enregistrement par micro- 5 phones du bruit, notamment dans une chambre anéchoïde) que par simulation numérique basée sur la dynamique des fluides, que ce bruit prépondérant, dû à l'interaction des hélices, se composait desdits lobe avant et lobe arrière définis ci-dessus. Ainsi, grâce à la présente invention, le bruit prépondérant du tur- 1 o bopropulseur peut être masqué vers le bas et vers l'avant par les ailes et vers le bas et vers l'arrière par l'empennage horizontal de l'aéronef, ce qui est particulièrement intéressant lors de décollages ou d'atterrissages. Les plages des valeurs angulaires données ci-dessus pour lesdites premières et secondes surfaces coniques concernent des turbopropulseurs 15 contrarotatifs différents et, pour un turbopropulseur contrarotatif particulier, il y a lieu de choisir, dans chaque plage, la valeur angulaire appropriée à celui-ci. Bien entendu, la présente invention concerne de plus un aéronef obtenu par la mise en oeuvre du procédé décrit ci-dessus. 20 Dans un tel aéronef conforme à la présente invention, pour per-mettre un masquage satisfaisant du bruit d'interaction des hélices correspondant audit lobe avant, il est avantageux que lesdites ailes présentent une flèche inverse ûc'est-à-dire que leurs extrémités libres sont plus en avant que leurs emplanturesû ce qui permet, tout en conservant une qua- 25 lité de vol satisfaisante (notamment quant à la position du foyer aérodynamique par rapport au centre de gravité de l'aéronef), de reculer suffisamment lesdites emplantures pour que lesdites ailes, ainsi que la partie de fuselage disposée entre elles, puissent masquer le bruit avant. De plus, cette flèche inverse permet de limiter, si ce n'est de supprimer, les parties 2905356 5 des ailes (en particulier les éléments sensibles comme les volets ou les réservoirs de combustible) exposées aux risques de destruction par des débris provenant de l'éventuel éclatement du turbopropulseur. L'angle de la flèche inverse peut être de l'ordre de la vingtaine de degrés. 5 Il est avantageux que le ou les turbopropulseurs à deux hélices contrarotatives soi(en)t de type "pousseur(s)", c'est-à-dire qu'il(s) soi(en)t agencé(s) de façon que leurs hélices se trouvent à l'arrière et exercent une poussée sur l'aéronef. Dans l'aéronef conforme à la présente invention, les deux hélices 10 contrarotatives se trouvent avantageusement en avant de l'empennage horizontal, de sorte que, en cas de rupture non contenue d'une partie de la turbine et/ou rupture d'une partie des hélices, des débris de celles-ci ne peuvent endommager ou détruire ni l'empennage horizontal, ni le caisson d'empennage supportant ce dernier, ni même le ou les empennage(s) ver- 15 tical(aux). L'aéronef selon l'invention est donc peu sensible à un éventuel éclatement du turbopropulseur, d'autant plus que, au droit desdites hélices contrarotatives, le fuselage peut être aisément renforcé. Bien entendu, dans l'aéronef de la présente invention, le ou chaque turbopropulseur est monté sur le dos de l'aéronef par l'intermédiaire 20 d'un système de support, par exemple du type mât ou analogue. De préférence, un tel système de support est également disposé_en avant dudit caisson d'empennage. Ainsi, ledit caisson d'empennage est totalement indépendant-dudit système de fixation, de sorte que ledit empennage horizontal peut être du 25 type réglable en inclinaison, généralement appelé PHR- (Plan Horizontal Re- glable) ou THS (Trimmable Horizontal Stabilizer). On remarquera que le bruit engendré par l'interception du sillage dudit système de support par lesdites hélices contrarotatives est masqué vers le bas par la partie du fuselage se trouvant sous ledit mât. 2905356 6 Eventuellement, pour compenser l'impact du recul des ailes dû à leur flèche inverse sur la stabilité longitudinale de l'aéronef, on peut pré-voir, à l'avant de celui-ci, une surface portante mobile de type canard. Une telle surface canard permet de plus de compenser la réduction du bras de 5 levier de l'empennage horizontal par rapport au foyer de la voilure qui, autrement, pourrait nécessiter une augmentation excessive de la surface du-dit empennage horizontal. De plus, elle aide à la rotation de l'aéronef au décollage. Par ailleurs, afin de limiter le plus possible la consommation en 1 o combustible du turbopropulseur, il est préférable que lesdites hélices contrarotatives de ce dernier ne comportent aucun carénage périphérique. L'aéronef conforme à la présente invention peut être monomoteur et ne comporter qu'un seul turbopropulseur à deux hélices contrarotatives monté à l'arrière de la façon décrite ci-dessus. Cependant, en plus de ce 15 turbopropulseur unique, il peut comporter en outre au moins deux turbo-moteurs portés symétriquement par les ailes dudit aéronef. Un tel agencement est avantageux dans ce sens que le turbopropulseur, peu gourmand en combustible et peu bruyant du fait du masque antibruit selon l'invention, permet de réduire la puissance (et donc le bruit et la consom- 20 mation en combustible) des turbomoteurs. Cependant, dans un mode de- réalisation préféré de l'aéronef conforme à la présente invention, on prévoit deux turbopropulseurs dis-posés l'un à côté de l'autre, avec leurs axes-parallèles. Dans ce cas, le système de support desdits turbopropulseurs peut comporter deux mâts 25 individuels, respectivement associés aux deux turbopropulseurs et éventuellement reliés l'un à l'autre par au moins une entretoise transversale, ou bien être constitué par une structure commune, par exemple à section en T ou en H, portant les deux turbopropulseurs. 2905356 7 Du fait de la position reculée des ailes de l'aéronef conforme à la présente invention, il est avantageux que le train d'atterrissage se trouve sous le fuselage, en avant desdites ailes. Toutefois, en variante, lesdites ailes peuvent comporter, au voisinage du fuselage, une avancée de voilure 5 dans le bord d'attaque concave desdites ailes, afin de permettre l'installa- tion du train d'atterrissage sous la voilure. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. 10 Les figures 1, 2 et 3 montrent schématiquement, respectivement en vue latérale, en vue de l'avant et en vue de dessus, un premier mode de réalisation d'un avion conforme à la présente invention. La figure 4 illustre schématiquement le bruit d'interaction des hélices engendré par le turbopropulseur équipant l'avion des figures 1 à 3. 15 La figure 5 illustre, à plus grande échelle, l'installation dudit turbo- propulseur sur l'avion des figures 1 à 3. Les figures 6 et 7 montrent schématiquement, respectivement en vue de dessus (tronquée) et en vue de l'avant, un second mode de réalisation de l'avion conforme à la présente invention. 20 Les figures 8A à 8E illustrent schématiquement des variantes de systèmes de support pour les turbopropulseurs de l'avion des figures 6 et 7. La figure 9 montre- schématiquement, en vue de dessus, une variante de l'avion des figures 6 et 7. 25 L'avion commercial 1.1, conforme à l'invention et représenté schématiquement sur les figures 1 à 3, présente un axe longitudinal X-X et comporte un fuselage 2, pourvu de deux ailes symétriques 3 d'un empennage horizontal arrière 4 et d'une surface portante avant 5, de type canard. 2905356 8 Les ailes 3, qui portent chacune un turbomoteur 6, présentent une flèche inverse 0, par exemple de l'ordre d'une vingtaine de degrés, et leurs emplantures 7 sont reculées en direction dudit empennage horizontal 4. 5 L'empennage horizontal 4 est du type connu PHR (ou THS) à incli- naison variable et il est supporté par un caisson d'empennage 8. Sur le dos de la partie arrière de son fuselage, l'avion 1.1 porte un turbopropulseur 9, supporté par un mât verticalement saillant 10 solidaire de la structure dudit avion. Le turbopropulseur 9 présente un axe L-L pa- 10 rallèle à l'axe longitudinal X-X (les axes L-L et X-X définissent le plan horizontal vertical médian de l'avion 1. 1 ) et comporte deux hélices contrarotatives non carénées 1 1 et 12 (représentées de façon simplifiée sur les figures 1 à 3 et 5, mais plus en détail sur la figure 4). Les hélices contrarotatives 11 et 12 sont disposées à l'arrière du 15 turbopropulseur 9 et sont aptes à exercer une poussée sur ledit avion 1.1. Pour la mise en oeuvre de la présente invention, on commence par déterminer, par mesures expérimentales et/ou simulation numérique, le bruit d'interaction des hélices contrarotatives 11 et 12, comme cela est illustré par la figure 4. Ce bruit d'interaction comporte : 20 un lobe conique 13, dirigé vers l'avant du turbopropulseur 9 et centré sur l'axe L-Lde celui-ci, le sommet 14 du lobe 13 se trouvant sur ledit -axe L-L au milieu des plans 1 5 et 1 6 des hélices- 1 1 et 12. Le lobe conique-avant 13 est défini entre une surface conique externe 17 d'axe L-L, de sommet 14 et d'angle au sommet S17 compris entre 50 et 70 (en 25 fonction du type particulier du turbopropulseur 9) et une surface conique interne 18 d'axe L-L, de sommet 14 et d'angle au sommet S18 compris entre 20 et 40 (en fonction du type particulier du turbopropulseur -9) ; et 2905356 9 un lobe conique 19, dirigé vers l'arrière du turbopropulseur 9 et centré sur l'axe L-L de celui-ci, le sommet du lobe 19 étant confondu avec le sommet 14. Le lobe conique arrière 19 est défini entre une surface conique externe 20 d'axe L-L, de sommet 14 et d'angle au sommet S20 5 compris entre 40 et 60 (en fonction du type particulier du turbopropulseur 9) et une surface conique interne 21 d'axe L-L, de sommet 14 et d'angle au sommet S21 compris entre 10 et 30 (en fonction du type particulier du turbopropulseur 9). Après détermination du lobe avant 13 et du lobe arrière 19, la po- 10 sition longitudinale du turbopropulseur 9 sur l'avion, est déterminée pour se trouver entre les ailes 3 et l'empennage horizontal 4, de façon que le bruit du lobe 13 soit masqué vers le bas par les ailes 3 et la partie du fuselage 2 se trouvant entre elles et que le bruit du lobe 19 soit masqué vers le bas par l'empennage horizontal 4 et, éventuellement, par la partie 15 de fuselage 2 le portant (voir la figure 5). Ainsi, dans une telle disposition, le mât 10 et les hélices Il, 12 sont placés en avant de l'empennage horizontal 4 et de son caisson de support 8. Par ailleurs, dans le cas où, en fonctionnement, le turbopropulseur 20 9 éclaterait, ses débris et/ou ceux des hélices 1 1 et 12 suivraient des trajectoires comprises dans une zone d'éclatement 22, axée sur l'axe L-L dudit turbopropulseur et délimitée, transversalement audit axe, par un front avant 23 et par un front arrière 24 (voir la figure 5). On comprendra aisément que, grâce à la disposition du turbopro-25 pulseur 9 sur l'avion 1.1 conformément à la présente invention, il est possible de faire en sorte que les ailes 3 et l'empennage horizontal 4 soient extérieurs à la zone d'éclatement 22. Ainsi, en cas d'éclatement du turbo-propulseur 9 et/ou des hélices Il, 12, les ailes 3, l'empennage 4 et le caisson d'empennage 8 ne pourraient être endommagés. 2905356 10 L'avion commercial 1.2 représenté sur les figures 6 et 7 comporte les mêmes éléments 2 à 5, 7 et 8 que ceux décrits en regard des figures 1 à 3 pour l'avion 1.1. En revanche, ses ailes 3 ne portent pas de turbomoteurs 6 et la partie arrière de son fuselage porte, sur le dos de celui-ci, 5 deux turbopropulseurs 9G et 9D disposés l'un à côté de l'autre avec leurs axes parallèles. Chacun des turbopropulseurs 9G et 9D est identique au turbopropulseur 9 décrit ci-dessus et comporte des hélices contrarotatives Il, 12 comme ce dernier. Aussi, chaque turbopropulseur 9G, 9D présente un lobe avant 13 et un lobe arrière 19 représentatifs du bruit d'interaction 10 des hélices 11, 12, ainsi qu'une zone d'éclatement 22. De façon semblable à ce qui a été décrit ci-dessus pour l'avion 1.1, dans l'avion 1.2, chacun des moteurs 9G et 9D est disposé de façon que ses lobes de bruit 13 et 19 soient masqués par les ailes 3 et l'empennage horizontal 4 et les parties de fuselage voisines, respectivement et 15 que sa zone d'éclatement 22 passe entre lesdites ailes 3 et ledit empennage horizontal 4. Sur la figure 6 et la figure 8A, on a représenté un système de support des turbopropulseurs 9G et 9D comportant deux mâts individuels radiaux 10G et 10D, semblables au mât 10 du turbopropulseur 9. Comme le 20 montre la figure 8B, l'ensemble des mâts radiaux 10G et 10D peut être renforcé par une entretoise transversale 25. Au lieu d'être radiaux, les mâts de support individuels des turbopropulseurs 9G et 9D peuvent être tangents (voir les mâts 26G et 26D de la figure 8C). Ledit système de support des turbomoteurs 9G et 9D peut également être commun à ceux- 25 ci et, par exemple, peut présenter une section en T (voir 27 surfa figure 8) ou en II (voir 28 sur la figure 8E). Le choix du type de système de support dépend, à la fois, de contraintes de bruit (interaction de l'hélice 11 avec le sillage dudit sys- 2905356 11 tème de support) et de contraintes structurales, ainsi que de contraintes liées à la certification de l'aéronef. De préférence, le train d'atterrissage 30 de l'avion 1.1 ou 1.2 conforme à la présente invention est disposé sur le fuselage 2 en avant 5 des ailes 3. Cependant, éventuellement, on peut prévoir, au voisinage du fuselage 2, une- avancée de voilure 31 dans le bord d'attaque-concave des ailes 3 pour pouvoir installer le train d'atterrissage 30 sous la voilure formée par lesdites ailes (voir l'avion 1.3 de la figure 9). REVENDICATIONS 1. Procédé pour la réalisation d'un aéronef (1.1, 1.2) à impact en-vironnemental réduit, présentant un axe longitudinal (X-X) et comportant : û un fuselage (2) pourvu de deux ailes symétriques (3) et d'un empen- nage horizontal arrière (4) ; û au moins un turbopropulseur (9, 9G, 9D) à deux hélices contrarotatives (1 1, 12) monté à l'arrière de l'aéronef, sur le dos de celui-ci, l'axe (L-L) dudit turbopropulseur étant au moins sensiblement parallèle audit axe longitudinal (X-X) dudit aéronef, caractérisé en ce que : û on détermine le bruit d'interaction desdites hélices contrarotatives (11, 12) qui comporte : • un premier lobe conique (13), dirigé vers l'avant dudit turbopropulseur et centré sur l'axe (L-L) de celui-ci, le sommet (14) dudit pre- mier lobe conique se trouvant au moins approximativement à mi-chemin entre les plans (15, 16) desdites hélices, ledit premier lobe conique étant défini entre une première surface conique externe (17) d'angle au sommet compris entre 50 et 70 et une première surface conique interne (18) d'angle au sommet compris -entre 20 et 40 , lesdites premières surfaces coniques externe et interne étant coaxiales audit turbopropulseur et ayant leurs sommets-confondus avec celui dudit premier lobe conique ; et • un second lobe conique (19), dirigé vers l'arrière dudit turbopropulseur et centré sur l'axe (L-L) de celui-ci, le sommet (14) dudit se- Gond lobe conique se trouvant au moins approximativement à mi-chemin entre les plans (15, 16) desdites hélices, ledit second lobe conique étant défini entre une seconde surface conique externe (20) d'angle au sommet compris entre 40 et 60 et une seconde sur-face conique interne (21) d'angle au sommet compris entre 10 et 2905356 13 30 , lesdites secondes surfaces coniques externe et interne étant coaxiales audit turbopropulseur et ayant leurs sommets confondus avec celui dudit second lobe conique ; et on dispose ledit turbopropulseur sur le dos dudit aéronef, entre lesdites 5 ailes (3) et ledit empennage horizontal (4), de façon que la partie inférieure dudit premier lobe conique (13) r-encontre au moins partiellement lesdites ailes (2) et que la partie inférieure dudit second lobe conique (19) rencontre au moins partiellement ledit empennage horizontal (4). 2. Aéronef à impact environnemental réduit obtenu par la mise en 10 oeuvre du procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites ailes (3) présentent une flèche inverse. 3. Aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'angle ((D) de flèche inverse desdites ailes (3) est égal à une vingtaine de degrés. 15 4. Aéronef selon l'une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que lesdites hélices contrarotatives (11, 12) sont disposées à l'arrière dudit turbopropulseur et sont aptes à exercer une poussée sur ledit aéronef. 5. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 4, dans lequel ledit 20 turbopropulseur est monté sur le dos dudit aéronef par l'intermédiaire d'un système de_support, du type mât ou analogue, caractérisé en ce que ledit système de support (10, 10G, 10D, 26G, 26D, 27, 2-8) est disposé en avant du caisson (8) supportant ledit empennage horizontal (4). 25 6. Aéronef selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit empennage horizontal (4) est réglable en inclinaison. 2905356 14 7. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte, à l'avant, une surface portante mobile (5) du type canard. 8. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 7, 5 caractérisé en ce que lesdites hélices contrarotatives (11, 12) ne comportent aucun carénage périphérique. 9. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce qu'il comporte un seul turbopropulseur (9) à deux hélices contrarotatives (11, 12) monté à l'arrière de l'aéronef, sur le dos de celui- 10 ci, et au moins deux turbomoteurs (6) portés symétriquement par les ailes (3) dudit aéronef. 10. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte deux turbopropulseurs (9G, 9D) à deux hélices contrarotatives (11, 12) montés à l'arrière de l'aéronef, sur le dos 15 de celui-ci et disposés l'un à côté de l'autre, avec leurs axes (L-L) parallèles. 11. Aéronef selon la revendication 10, caractérisé en ce que le système de support des deux turbopropulseurs (9G, 9D) comporte deux mâts individuels (10G, 10D ; 26G, 26D), respec- 20 tivement associés à ces derniers. 12. Aéronef selon la revendication Il, caractérisé en ce_que les deux-mâts individuels (10G, 10D) sont reliés l'un à l'autre par au moins une entretoise transversale (25). 1.3. Aéronef selon la revendication 10, 25 caractérisé en ce que le système de support des deux turbopropulseurs (9G, 9D) comporte une structure (27, 28) commune à ces deux derniers. 14. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 13, caractérisé en ce que le train d'atterrissage (30) se trouve sous le fuselage (2). 2905356 15 15. Aéronef selon l'une des revendications 2 à 13, caractérisé en ce que, au voisinage du fuselage (2), lesdites ailes (3) comportent une avancée (31) de leur bord d'attaque concave et en ce que le train d'atterrissage (30) est disposé sous ladite avancée (31).