FR 2956644 A1 20110826 FR 1000732 A 20100223 La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour l'amélioration des performances d'un aéronef comprenant au moins un moteur pourvu d'au moins une hélice non carénée, ainsi qu'un moteur comprenant un tel dispositif. Bien que la présente invention soit particulièrement bien adaptée aux turbopropulseurs d'avion, civil ou militaire, à hélice non carénée, elle n'est en aucun cas limitée à cette dernière application. On sait que les turbopropulseurs à hélice non carénée d'avion développent, en plus de la composante de traction, des efforts normaux à l'axe de rotation de l'hélice, contrairement aux turboréacteurs d'avion. Ces efforts normaux, couramment appelés charges 1 P dans le langage aéronautique, apparaissent lorsque l'écoulement d'air en amont de l'hélice des turbopropulseurs présente une incidence non nulle par rapport à l'axe de rotation de l'hélice (le vecteur vitesse aérodynamique de l'air n'est pas colinéaire audit axe de rotation). Ils peuvent être très importants (par exemple plusieurs fois supérieurs aux efforts de traction) selon la phase de vol et la configuration de l'avion. Il est en outre connu que l'incidence et le dérapage auxquels travaille l'hélice d'un turbopropulseur d'avion, ainsi que la vitesse de l'avion, sont des paramètres qui influent sur l'intensité des charges 1 P. En particulier, plus l'incidence et la vitesse sont élevées, plus le rapport des charges 1 P produites sur la traction développée par l'hélice est important. Ainsi, les charges 1 P peuvent être assimilées au travail d'une sur-face portante d'un avion et, suivant les phases de vol et la configuration de ce dernier, s'additionner ou, au contraire, contrarier le travail des autres surfaces portantes de l'avion (voilure, empennage horizontal, dérive). L'effet des charges 1 P se répercute donc : sur la contrôlabilité et la stabilité de l'avion. Suivant la configuration de l'avion et la phase de vol, les charges 1 P peuvent être soit stabilisantes, auquel cas la manoeuvrabilité de l'avion est réduite, soit déstabilisantes auquel cas elles doivent être contrées pour rétablir un comportement acceptable de l'avion. Quoiqu'il en soit, il en résulte un accroissement des surfaces de stabilisation et de contrôle pour contrer ces efforts ; û sur les performances de l'avion. L'accroissement indispensable des sur- faces de stabilisation et de contrôle engendre une traînée supplémentaire. En outre, pour stabiliser l'avion, lorsqu'il est parfois nécessaire de fournir un travail antagoniste à celui développé par les charges 1 P, ce qui provoque une déperdition d'énergie supplémentaire ; et sur la masse de l'avion. La structure de l'avion est dimensionnée pour supporter ces charges 1 P élevées alors que celles-ci ne produisent au- cun travail utile pour la mission de l'avion. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients et, notamment, de diminuer, voire d'annuler complètement, les charges 1 P qui s'exercent sur les moteurs d'aéronef à hélice non carénée. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour l'amélioration des performances d'un aéronef comprenant au moins un moteur pourvu d'au moins une hélice non carénée, ladite hélice comprenant une pluralité de pales régulièrement réparties autour d'un axe de rotation et aptes à tourner dans un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation, à chacune desdites pales étant associé un angle de calage formé par la corde d'une section de ladite pale correspondante à une distance déterminée de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales étant soumise à un moment aérodynamique de torsion, est remarquable en ce que l'on effectue les étapes suivantes : û on détermine préalablement, pour une valeur de traction de ladite hélice souhaitée, un moment de torsion de commande de référence constant destiné à être exercé sur chacune desdites pales ; et on asservit, de façon automatique et indépendante, les angles de ca- lage, respectivement associés auxdites pales, audit moment de commande de référence déterminé, de sorte que lesdits moments aérodynamiques de torsion s'exerçant sur lesdites pales restent sensiblement égaux audit moment de commande de référence quelle que soit la position angulaire de ces dernières dans ledit plan de rotation. Ainsi, grâce à l'invention, en ajustant le calage de chacune des pales, on maintient le moment aérodynamique de torsion s'exerçant sur chacune d'entre elles sensiblement constant, ce qui permet de supprimer les contraintes alternées habituellement subies par les pales d'hélice. On diminue ainsi la fatigue structurale de l'hélice, tout en augmentant sa tenue dans le temps. En outre, en annulant, ou tout au moins, en réduisant les charges 1 P : û on limite les dissipations d'énergie, de sorte que le rendement propulsif de l'hélice (et donc du moteur) est amélioré ; et û on peut réduire les surfaces de stabilisation et de contrôle, ce qui per- met de diminuer la masse de l'aéronef. Par ailleurs, grâce à l'invention, on peut réduire la signature sonore engendrée par les variations de charge aérodynamique des pales d'hélice. En outre, on peut avantageusement ajuster ledit moment de commande de référence au cours du vol dudit aéronef pour modifier la traction exercée par l'hélice dudit moteur. Par ailleurs, la présente invention concerne un dispositif pour l'amélioration des performances d'un aéronef comprenant au moins un moteur pourvu d'au moins une hélice non carénée, ladite hélice comprenant une pluralité de pales régulièrement réparties autour d'un axe de rota- tion et aptes à tourner dans un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation, à chacune desdites pales étant associé un angle de calage formé par la corde d'une section de ladite pale correspondante à une distance déterminée de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales étant soumise à un moment aérodynamique de torsion. Selon l'invention, ledit dispositif comporte des moyens pour asservir, de façon automatique et indépendante, les angles de calage, respectivement associés auxdites pales, à un moment de commande de référence constant prédéterminé, pour une valeur de traction de ladite hélice souhaitée, et 1 o destiné à être exercé sur chacune desdites pales, de sorte que lesdits moments aérodynamiques de torsion s'exerçant sur lesdites pales restent sensiblement égaux audit moment de commande de référence quelle que soit la position angulaire de ces dernières dans ledit plan de rotation. Dans un mode de réalisation particulier conforme à l'invention : 15 à chacune desdites pales, sont associés de tels moyens d'asservissement individuels ; et lesdits moyens d'asservissement individuels se présentent sous la forme de moyens de calage à couple constant développant ledit moment de commande de référence prédéterminé. 20 Ainsi, les moyens de calage à couple constant associés à chacune des pales d'une hélice permettent de maintenir le moment aérodynamique de torsion des pales sensiblement égal au moment de commande de référence constant. En outre, dans ce mode de réalisation particulier : 25 lesdits moyens de calage à couple constant associés à chacune desdites pales peuvent comprendre au moins un vérin hydraulique pourvu d'un corps dans lequel se déplace un piston fixé à une tige, qui est reliée à ladite pale correspondante ; et û ledit vérin peut être alimenté par un fluide, dont la pression d'alimentation est prédéterminée, et peut comporter au moins une valve permettant la stabilisation de la pression à l'intérieur dudit vérin, de sorte que celle-ci soit inférieure à ladite pression d'alimentation. De préférence, ladite valve est à tarage réglable pour permettre, le cas échéant, l'ajustement dudit moment de commande de référence au cours du vol dudit aéronef. L'invention concerne de plus un moteur d'aéronef du type comportant au moins une hélice non carénée, ladite hélice comprenant une plura- lité de pales régulièrement réparties autour d'un axe de rotation et aptes à tourner dans un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation, à chacune desdites pales étant associé un angle de calage formé par la corde d'une section de ladite pale correspondante à une distance déterminée de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales étant en outre soumise à un moment aérodynamique de torsion. Selon l'invention, ledit moteur comporte au moins un dispositif du type de celui décrit ci-dessus. Par ailleurs, l'invention concerne également un aéronef qui comporte au moins un moteur à hélice non carénée tel que précité. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. Les figures 1 et 2 représentent, dans une vue schématique en perspective avant, une hélice non carénée connue d'un moteur d'avion. La figure 3 est une coupe transversale schématique d'une des pales de l'hélice de la figure 1. La figure 4 est semblable à la figure 3, excepté par le fait que la pale de l'hélice est équipée de moyens d'asservissement individuels de son angle de calage, conformes à la présente invention. Sur la figure 1, on a représenté, de façon schématique, une hélice 1 non carénée connue de moteur d'avion. Elle comporte une pluralité de pales B, équi-angulairement réparties autour d'un axe de rotation, qui sont destinées à tourner dans un plan de rotation orthogonal à l'axe de rota- tion. On définit un repère orthonormal (O,x,y,z) dans lequel l'axe Ox est confondu avec l'axe de rotation de l'hélice 1 et les axes Oy et Ox appartiennent au plan de rotation (x,O,y) de l'hélice 1, orthogonal à l'axe de rotation Ox. Dans la suite de la description, on considère une pale B quelconque de l'hélice 1, l'axe médian 1-1 de la pale B passant par le point O et formant un angle O avec l'axe Oy, 9 étant désigné par la suite position angulaire. On suppose que l'hélice 1 tourne à la vitesse angulaire w, de sorte que l'on a la relation suivante : 9 = w.t , dans laquelle t correspond au temps. En outre, on considère : • un point O' de la pale B appartenant à l'axe médian 1-1 de celle-ci et situé à une distance R du centre O ; • un écoulement d'air aérodynamique amont d'incidence a par rapport à l'axe de rotation de l'hélice 1, auquel est associé un vecteur vitesse aérodynamique par rapport à l'hélice 1 de module égal à vo. Dans le plan (x,O,z), ce vecteur vitesse aérodynamique se décom- pose de la façon suivante : • selon Ox, Vx = Vo.cos(a) ; et • selon Oz, Vz = Vo.sin(a) . On définit un repère local orthogonal (O',a,t,n), associé à la pale B pour une position angulaire B, tel que : • O'a=Ox; • 0'n = Oy. cos(0) + Oz. sin(0) ; et • O't = Oy.sin(0) ù Oz.cos(0) . Dans ce repère local (O',a,t,n), le vecteur vitesse de l'écoulement se décompose alors comme suit : • selon O'a, Va = Vo.cos(a), Va étant la vitesse d'avancement ; • selon O'n, Vn = Vo.sin(a).sin(0), Vn étant la composante de vi- tesse normale ; et • selon O't, Vt = ùRa, ù Vo.sin(a).cos(0) , Vt étant la composante de vitesse tangentielle liée à la rotation de l'hélice 1. L'incidence aérodynamique aef de la pale B est définie en fonction du vecteur de vitesse d'avancement Va et de la composante de vitesse tangentielle Vt liée à la rotation de l'hélice 1. Elle est dépendante de la position angulaire 0 de la pale B. Cette dernière subit donc, au cours de sa rotation, une variation d'incidence aérodynamique, de sorte que les for-ces de traction T et de traînée D qu'elle engendre varient également. A la position angulaire O, les charges 1P associées à la pale B se développent suivant la tangente Ot du cercle de rotation C de l'hélice 1 (de centre O, passant par O', et de rayon R), de sorte que, dans le plan de rotation (y,O,z), elles se décomposent de la façon suivante : • selon Oy, lPy =1P.sin(0), où 1P est le module des charges 1P tangentielles de la pale B ; et • selon Oz, lPz =1P.cos(0) . La force de traction T de la pale B à la position angulaire 0 est, quant à elle, normale au plan de rotation (y,O,z) et donc colinéaire à l'axe Ox. Ainsi, il ressort de l'analyse précédente que si il n'y a pas identité des charges 1 P tangentielles pour les positions angulaires 0 et 0+180° de 2956644 la pale B, alors l'intégration des composantes lPy et 1Pz sur une révolu tion d'hélice est non nulle. Dans ce dernier cas, il apparait une résultante totale 1 Pt de charges 1P associée à l'hélice 1 dans le plan de rotation (x,O,y) comme le montre la figure 2 (Tt représentant la résultante totale 5 des forces de traction T des pales B de l'hélice 1). Sur la figure 3, on a représenté les charges aérodynamiques s'exerçant sur le profil de la pale B, au niveau d'une section S de celle-ci à une distance R de l'axe de rotation Ox. On définit un angle géométrique local aloe, tel que 7 0 a,Oe = arctan(Va /Vt) . L'incidence aérodynamique aee. de la pale B est caractérisée par la relation suivante : aef=i3-a,Oe, dans laquelle f est l'angle de calage formé par la corde E de la section S de la pale B et le plan de rotation (y,O,z). En remplaçant les composantes Vt et Va par les expressions prece- 15 demment obtenues, on obtient la relation suivante pour l'incidence aéro- - Vo.cos(a) L Ra) + Vo. sin(a). cos(8) Dans un repère porté par le vecteur vitesse aérodynamique Vef de l'écoulement d'air par rapport à la pale B, on peut modéliser la portance L, 20 la traînée D et le moment aérodynamique de torsion M de la pale B de la façon suivante • L K, .ae ^ D = Kd .L2 = Kd.(K,.ae f) 2 ^ M = Km.L = Km.K, .ae 25 où K, , Kd et Km sont des constantes en première approximation. On obtient ainsi les expressions suivantes pour la force de traction T et les charges 1 P tangentielles s'exerçant sur la pale B • T = L. cos(a,oc) ù D. sin(aw) • 1P = L. sin(aw) + D. cos(aroc ) Des expressions modélisées ci-dessus, il ressort que l'incidence aérodynamique aeff est dépendante des paramètres suivants : • l'incidence a ; • l'angle de calage ,l3 ; • la position angulaire 9 ; et • la vitesse angulaire w de l'hélice 1. En particulier, la dépendance à la position angulaire B crée une va- riation de l'incidence aérodynamique aee- au cours d'une révolution de l'hélice 1. Cette variation entraîne une oscillation de la portance L, de la traînée D et du moment M et, en conséquence, une oscillation des composantes de la force de traction T et des charges 1P tangentielles associés à la pale B. On peut en outre noter que, dès lors que l'incidence a est non nulle, l'incidence aérodynamique aeff n'est plus symétrique, c'est-à-dire aeff (8+180°)*aeff(9). II en résulte que 1P(8+180°)≠1P(8). L'intégration des composantes lPy et lPz sur une révolution de la pale B est alors non nulle, ce qui aboutit à l'apparition des inconvénients précédemment men- tionnés (problèmes de contrôlabilité et de stabilité de l'avion, performan- ces dégradées, masse augmentée). La présente invention consiste donc à assurer la constance des charges 1P développées par chacune des pales B de l'hélice 1 au cours d'une révolution, afin d'annuler la résultante totale 1 Pt des charges 1P (et donc la résultante totale des composantes lPy et lPz) de toutes les pales B sur un tour d'hélice 1. Pour cela, selon l'invention, on détermine préalablement, expérimentalement et/ou par simulation, un moment de torsion de commande de référence Mc destiné à être exercé sur chacune des pales B de l'hélice 1 pour une valeur de traction de l'hélice 1 souhaitée, puis on asservit, de façon automatique et indépendante, les angles de calage fi, respective- ment associés auxdites pales B, au moment de commande de référence Mc déterminé, de sorte que les moments aérodynamiques de torsion M s'exerçant sur lesdites pales B restent sensiblement constants quelle que soit la position angulaire 8 de ces dernières dans le plan de rotation (y,O,z). Ainsi, l'incidence aérodynamique aef et donc les efforts aérodyna- miques L, D et M respectivement associés sont constants. Autrement dit, on réalise une adaptation différenciée du calage de chacune des pales B de l'hélice 1, indépendamment des autres pales B, par l'intermédiaire d'un dispositif de calage de pale 10. Comme indiqué précédemment, le moment aérodynamique de tor- sion M s'exerçant sur une pale B est proportionnel à la portance de pale L et la traînée D dépend de L. Ainsi, si le moment de torsion M est constant, alors la portance L et la traînée D associées sont constantes quelle que soit la position angulaire de la pale B, tout comme les charges 1 P. Les résultantes des composantes 1 Pz et 1 Py sont alors nulles sur une révolution d'hélice. Par ailleurs, le moment de commande de référence Mc peut être ajusté au cours d'un vol de l'avion pour adapter la traction de l'hélice à la phase du vol. Sur la figure 4, on a représenté, de façon schématique, des moyens individuels 2, conformes à l'invention, pour asservir automatiquement l'angles de calage f de la pales B, au moment de commande de référence Mc prédéterminé, de sorte que le moment aérodynamique de torsion M s'exerçant sur la pale B reste sensiblement constant quelle que soit la position angulaire 8 de cette dernière dans le plan de rotation (x,O,y) et égal au moment de commande de référence Mc. Chacune des pales B de l'hélice 1 comporte de tels moyens individuels d'asservissement 2 de l'angle de calage fi, de sorte que le dispositif de calage 10 de l'invention (partiellement représenté sur la figure 4) comprend autant de moyens 2 que de pales B. Les moyens individuels d'asservissement 2 associés aux pales B sont indépendants les uns des autres et sont montés, au moins en partie, solidaires de l'hélice 1. Ainsi, l'asservissement de l'angle de calage f de chacune des pales B de l'hélice 1 est donc réalisé indépendamment de celui des autres pales B. Selon l'invention, dans un mode de réalisation particulier, ces moyens d'asservissement individuels 2 se présentent sous la forme de moyens de calage à couple constant. Dans l'exemple de la figure 4, les moyens de calage à couple cons-tant 2, associés à la pale B représentée, comportent un vérin hydraulique 3 pourvu d'un corps cylindrique 4 à l'intérieur duquel se déplace un piston 5 fixé à une tige 6, elle-même reliée à ladite pale B. La chambre de compression 7 du vérin 3 formée par le corps 4 et le piston 5 est alimentée par un fluide (symbolisé par la flèche 8), dont la pression d'alimentation est prédéterminée et égale à Po. En outre, le vérin hydraulique 3 comporte, sur son corps 4, au moins une valve 9 à tarage réglable permettant la stabilisation de la pression à l'intérieur de la chambre de compression 7 à une valeur prédéterminée P1, de sorte que celle-ci reste en permanence inférieure à la pression d'alimentation Po. Le réglage de la valve permet en outre d'ajuster le mo- ment de commande de référence Mc au cours du vol de l'avion. Ainsi, chaque pale B est commandée par un vérin hydraulique 3 dont le déplacement du piston 5 engendre, par l'intermédiaire de la tige 6, une variation du calage f de la pale B considérée. Le vérin hydraulique 3 exerce sur la pale B un moment de commande de référence Mc constant prédéterminé qui s'oppose au moment aérodynamique de torsion M qui résulte des efforts aérodynamiques s'appliquant sur la pale B. En particulier le moment aérodynamique de torsion M étant proportionnel à l'angle de calage fi. Si l'angle f augmente, alors le moment M augmente et inversement. Par conception, le moment de commande de référence Mc étant constant, si au cours de la rotation de l'hélice 1 l'intensité des efforts aérodynamiques s'exerçant sur une pale B évolue, le calage de la pale B considérée s'ajuste spontanément pour annuler cette évolution. On réalise alors un asservissement de l'angle de calage de la pale B. Ainsi, lorsque le moment de torsion M de la pale B tend à diminuer, le vérin 3 exerce une force antagoniste pour maintenir le moment de torsion M égal au moment de commande de référence Mc du vérin 3. Il en résulte alors une augmentation de l'angle de calage fi (la tige 6 du vérin 3 sort du corps 4). En revanche, lorsque le moment de torsion M de la pale B tend à augmenter, le vérin 3 exerce de nouveau une force antagoniste destinée à conserver le moment de torsion M égal au moment de commande de référence Mc, ce qui conduit à une réduction de l'angle de calage f (la tige 6 du vérin 3 rentre dans le corps 4 comprimant le fluide qui s'échappe alors par la valve 9). II est bien évident que l'exemple de réalisation des moyens de calage à couple constant n'est présenté qu'à titre illustratif et n'est en aucun cas limitatif. REVENDICATIONS1. Procédé pour l'amélioration des performances d'un aéronef comprenant au moins un moteur pourvu d'au moins une hélice (1) non carénée, ladite hélice (1) comprenant une pluralité de pales (B) régulièrement réparties autour d'un axe de rotation (Ox) et aptes à tourner dans un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation (Ox), à chacune desdites pales (B) étant associé un angle de calage (fi) formé par la corde (E) d'une section (S) de ladite pale (B) correspondante à une distance déterminée (R) de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales (B) étant soumise à un moment aérodynamique de torsion (M), caractérisé en ce que l'on effectue les étapes suivantes on détermine préalablement, pour une valeur de traction de ladite hélice (1) souhaitée, un moment de torsion de commande de référence (Mc) constant destiné à être exercé sur chacune desdites pales (B) ; et on asservit, de façon automatique et indépendante, les angles de calage (Q), respectivement associés auxdites pales (B), audit moment de com- mande de référence (Mc) déterminé, de sorte que lesdits moments aérodynamiques de torsion (M) s'exerçant sur lesdites pales (B) restent sensiblement égaux audit moment de commande de référence (Mc) quelle que soit la position angulaire (9) de ces dernières dans ledit plan de rotation. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'on ajuste ledit moment de commande de référence (Mc) au cours du vol dudit aéronef. 3. Dispositif pour l'amélioration des performances d'un aéronef comprenant au moins un moteur pourvu d'au moins une hélice (1) non carénée, ladite hélice (1) comprenant une pluralité de pales (B) régulière-ment réparties autour d'un axe de rotation (Ox) et aptes à tourner dans un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation (Ox), à chacune desdites pales (B) étant associé un angle de calage (fi) formé par la corde (E) d'une section (S) de ladite pale (B) correspondante à une distance déterminée (R) de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales (B) étant soumise à un moment aérodynamique de torsion (M), caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (2) pour asservir, de façon automatique et indépendante, les angles de calage (fi), respectivement associés auxdites pales (B), à un moment de commande de référence (Mc) constant prédéterminé, pour une valeur de traction de ladite hélice (1) souhaitée, et destiné à être exercé sur chacune desdites pales (B), de sorte que lesdits moments aérodynamiques de torsion (M) s'exerçant sur lesdites pales (B) restent sensiblement égaux audit moment de commande de référence (Mc) quelle que soit la position angulaire (B) de ces dernières dans ledit plan de rotation. 4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que : à chacune desdites pales (B), sont associés de tels moyens d'asservissement individuels (2) ; et lesdits moyens d'asservissement individuels (2) se présentent sous la forme de moyens de calage à couple constant développant ledit mo- ment de commande de référence prédéterminé. 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que ù lesdits moyens de calage à couple constant (2) associés à chacune des-dites pales (B) comprennent au moins un vérin hydraulique (3) pourvu d'un corps (4) dans lequel se déplace un piston (5) fixé à une tige (6), qui est reliée à ladite pale (B) correspondante ; et û ledit vérin (3) est alimenté par un fluide, dont la pression d'alimentation (Po) est prédéterminée, et comporte au moins une valve (9) permettant la stabilisation de la pression (P1) à l'intérieur dudit vérin (3), de sorte que celle-ci soit inférieure à ladite pression d'alimentation (Po). 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite valve (9) est à tarage réglable pour permettre l'ajustement dudit moment de commande de référence (Mc) au cours du vol dudit aéronef. 7. Moteur d'aéronef du type comportant au moins une hélice (1) non carénée, ladite hélice (1) comprenant une pluralité de pales (B) régulièrement réparties autour d'un axe de rotation (Ox) et aptes à tourner dans 1 o un plan de rotation orthogonal audit axe de rotation (Ox), à chacune desdites pales (B) étant associé un angle de calage (fi) formé par la corde (E) d'une section (S) de ladite pale (B) correspondante à une distance déterminée (R) de l'axe de rotation et ledit plan de rotation, chacune desdites pales (B) étant soumise à un moment aérodynamique de torsion (M), 15 caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif (10) tel que spécifié sous l'une des revendications 3 à 6. 8. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un moteur à hélice (1) non carénée tel que spécifié sous la revendication 7.