WO2007054635A1 - Aeronef comportant un carenage central ajusteur de pression voilure par déformations geometriques locales - Google Patents

Aeronef comportant un carenage central ajusteur de pression voilure par déformations geometriques locales Download PDF

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WO2007054635A1
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wing
fuselage
local
aircraft
aircraft according
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PCT/FR2006/002464
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Thierry Fol
Philippe Jimenez
Arnaud Namer
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Airbus France
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Definitions

  • the invention relates to an aircraft and concerns, more particularly, the central fairing which provides the junction between the fuselage and each wing of the aircraft.
  • Aircraft manufacturers are looking to get better performance of remotorized aircraft without questioning the sails of the latter.
  • the present invention relates to an aircraft comprising:
  • the central fairing comprising, in correspondence with each wing, two opposite surfaces connected respectively to the upper and lower surfaces of the wing concerned and which extend longitudinally along the fuselage, characterized in that at least one of the two surfaces has at least one local geometric deformation which is adapted to generate disruptions aerodynamic sides of the center fairing to the wing to control the air flow on the wing.
  • the fairing thus shaped is able to act favorably on the airflow of the wing by generating pressure waves that propagate towards the free end of the affected wing.
  • These pressure waves can remotely rearrange the pressure field on the wing.
  • the pressure waves generated by one or more deformed zones of the surface under consideration may, depending on the nature of the geometric deformation (s), be relaxation waves, compression waves or a combination of the two.
  • the local geometric deformation (s) may extend longitudinally along the fuselage.
  • the invention provides on the contrary to confer at least one of the fairing surfaces a curvature more pronounced than in the prior art on one or more areas of the surface concerned.
  • This curvature is mainly formed in a longitudinal direction along the fuselage (main curvature) and, secondarily, in a transverse direction corresponding to the height of the fuselage (secondary curvature).
  • said at least one local geometric deformation results in a decrease in the local radius of curvature of at least one area of the considered surface.
  • the local radius of curvature (all along the surface) has a very high value, even infinite, when the general longitudinal curvature of the surface is very low, or even zero.
  • said at least one local geometrical deformation has a location and an amplitude which depend in particular on aerodynamic parameters of the aircraft.
  • the aerodynamic parameters are those relating to the fuselage, the wings, the engine nacelles and the speed of the aircraft.
  • the local geometrical deformation takes the form of a local convexity, which makes it possible to create a relaxation wave in the flow.
  • the convexity takes the form of a bump.
  • the local geometrical deformation takes the form of a local concavity, which makes it possible to create a compression wave in the flow.
  • the concavity takes the form of a hollow.
  • the recess is formed by two inclined surface portions which meet at the bottom of the recess in a zone with a slope failure.
  • At least one of the two surfaces has several successive local geometrical deformations which extend along the fuselage, alternating locally convexity and concavity.
  • said at least one local geometric deformation is performed on the surface connected to the extrados of the wing.
  • the modification of the upper fairing is particularly adapted to the adjustment of the supersonic zone of the upper surface of the wing.
  • said at least one local geometric deformation is performed on the surface connected to the lower surface of the wing.
  • the central fairing comprises an assembly of a plurality of structural elements each having a surface portion, each of the opposite surfaces of the central fairing corresponding to each wing being formed by a set of surface portions of elements. structure arranged next to each other.
  • FIG. 1 is a general schematic view of an aircraft according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of a central fairing of an aircraft
  • FIG. 3 is a partial schematic view showing the assembly of the structural elements constituting the fairing
  • Figures 4a, 4b and 4c illustrate in top view three examples of possible geometries for the fuselage / wing intersection of the aircraft of Figure 1;
  • FIGS. 5a and 5b respectively illustrate the distribution of the pressure fields on the wing without the invention and with the invention
  • FIGS. 6a and 6b are respective partial schematic views from above and in perspective of the fuselage / wing interface on an A340 type aircraft, without particular geometric formatting of the latter;
  • FIGS. 6c and 6d are respective partial schematic views from above and in perspective of the interface of FIGS. 6a and 6b, with the geometric shaping according to the invention illustrated in FIG. 4a;
  • FIGS. 7a and 7b are respective partial schematic views from above and in perspective of the fuselage / wing interface of an A380 type aircraft, without particular geometric formatting;
  • - Figures 7c and 7d are partial schematic partial views from above and in perspective of the fuselage / wing interface of Figures 7a and 7b respectively, with a geometric shaping according to the invention illustrated in Figure 4b;
  • FIGS. 8a and 8b are respective partial schematic views from above and in perspective of a fuselage / wing interface of an A320 type aircraft, without particular geometric formatting;
  • FIGS. 8c and 8d are partial schematic views from above and in perspective of the fuselage / wing interface of FIGS. 8a and 8b respectively, with the shaping according to the invention illustrated in FIG. 4c.
  • an aircraft according to the invention comprises a fuselage 12 whose wing comprises two lateral wings 14, 16 which are each connected laterally to the fuselage, on either side of the fuselage. this one, by a fuselage / wing interface.
  • Engine nacelles are attached to the wings 14, 16 and, for example, a motor nacelle 18 is attached to each wing, as shown in Figure 1.
  • the fuselage / wing interface comprises a structural mechanical interface (not shown in the figures) which is covered by an aerodynamic interface consisting of the central fairing 20.
  • the central fairing 20 is constituted by an assembly of a plurality of structural elements forming plates or panels arranged contiguously and riveted or bolted to the underlying structural mechanical interface and which give the assembly a form of hull ( Figure 2).
  • the central fairing of FIGS. 1 and 2 comprises two parts 22, 24 which are respectively in correspondence with the wings 14, 16. In the left part 22 and the right part 24 are respectively provided two openings 26 and 28 for the connection of each of the two wings 14, 16.
  • Each portion of the central fairing corresponding to one wing has two opposite surfaces, one upper 30 for the portion 22, 32 for the portion 24, and the other lower 34 for the portion 22, 36 for the part 24, and which are connected respectively to the upper surface and the lower surface of the wing concerned.
  • each of the upper and lower opposed surfaces of each part 22, 24 of the central fairing is formed by a set of surface portions of the aforementioned structural elements, these surface portions being arranged next to one another so as to constitute a smooth surface of the aerodynamic interface.
  • the upper surface 30 comprises the contiguous structural elements 30a, 30b, 30c, while the lower surface 34 has the integral structural members 34a, 34b, 34c, 34d.
  • FIG. 3 there is shown partially a structural member 40 (panel) constituting the upper surface 30 and which is mounted on the fuselage 12 in correspondence with the flange 40.
  • Fixing bracket-shaped brackets 42, 44 secured to the fuselage and awaiting reception of another structural element of the central fairing are also shown.
  • the fixing supports are also visible in FIG. 2.
  • the upper surface of each central fairing namely that which is in contact with the upper surface of the wing, and the lower surface of the latter, the one which is in contact with the intrados of the wing, present conventionally in the prior art a general curvature very low and regular, or zero on some aircraft.
  • the invention provides for shaping one and / or the other of these surfaces by locally imparting to one or more areas of the surface considered one or more geometric deformations that extend, for example, longitudinally along the fuselage.
  • the local geometrical deformation (s) of the surface (s) are adapted to generate aerodynamic lateral disturbances which are capable of moving from the central fairing towards the end of the wing concerned, in order to control the flow of air on the wing.
  • each central fairing allows to control the air flow on the wing, as well as to control interferences that are likely to occur, for example, in the case of re-motorisation (larger engine, engine with high dilution rate, increase the range and / or payload transported by the aircraft).
  • the modification of the geometry of the central fairing of junction between the fuselage and the wing according to the invention makes it possible to adjust the air pressure on the wing, in particular by improving the pressure field which develops on the upper surface and / or the underside of the wing according to the part of the fairing concerned by the shaping (upper and / or lower part).
  • the modification of the local geometry of one or both opposite surfaces of each part 22, 24 of the central fairing which are connected respectively to the upper and lower surfaces of the wing makes it possible, in particular, to improve the airflow on the wing in case of strong interference between the wing, the engine nacelle (s) and the fuselage.
  • the invention notably makes it possible to improve the aerodynamic performance of the aircraft under different flight conditions (cruising, fast cruising, start of descent, flight envelope limit) and also to improve the flexibility of the airplane for high Mach numbers.
  • each part 22, 24 of the fairing may be made of a material capable of being deformed in flight by actuators in order to adapt the effectiveness of the invention to a wide range range of flight conditions. The deformation is then induced by a displacement of the surface or a portion thereof.
  • the local geometric deformation or geometries brought to the surfaces of the fairing can thus be realized dynamically and adapted (in real time) according to the flight conditions and the desired effect.
  • Each geometric local deformation is characterized by its shape which will be detailed below, as well as by its location on the surface, along the fuselage (for example, with respect to the leading edge of the wing) and by its amplitude.
  • the location and the amplitude of the geometric shapes conferred locally on the surface depend in particular on aerodynamic parameters of the aircraft.
  • FIGS. 4a-c correspond to the main curvatures of the geometrical deformations envisaged, the transverse secondary curvatures being arranged perpendicularly to the plane of the figures (according to the height of the fuselage) and being smaller in magnitude than that of the main curvatures.
  • the local geometrical shape illustrated in FIG. 4a takes the form of a local convexity such as a bump which extends principally longitudinally along the fuselage (main curvature) and, less pronounced, in a direction perpendicular to the plane of the figure (secondary curvature).
  • Such local shaping of the surface is able to create lateral disturbances propagating from the central fairing to the tip of the wing and which take the form of relaxation waves of the flow.
  • FIG. 4a also shows in dashed line the profile of the central fairing surface seen from above in the absence of the invention.
  • another possible geometrical shape takes the form of a local concavity which takes, for example, the shape of a hollow extending mainly along the longitudinal direction of the fuselage.
  • Such a local geometrical deformation is able to create lateral disturbances propagating from the central fairing towards the end of the wing and which take the form of compression waves of the flow initiating a weak shock.
  • This figure also shows in dashed outline of the surface of the central fairing in top view in the absence of the invention.
  • the recess is formed by two inclined surface portions which meet at the bottom of the recess in a sloping zone.
  • FIG. 4c shows several successive local geometrical deformations extending along the fuselage and alternating locally convexity and concavity. The deformations are less pronounced in a direction perpendicular to the plane of the figure. More particularly, the geometric shape illustrated in FIG. 4c comprises the succession of a first convexity, a concavity and a second convexity.
  • FIGS. 5a and 5b respectively illustrate the extrados of a wing the distribution of the pressure fields delimited by isobaric lines, without the invention and with the invention.
  • zones of low pressure are those colored in dark and those of strong pressure are colored in clear.
  • a zone 43 forming a network of tight isobaric lines corresponding to a strong pressure gradient is observed opposite motor nacelle 41.
  • the upper flank of the fairing (parts 22 and 24) has been specifically shaped by means of geometric deformations. of the type illustrated in Figure 4c to successively create an expansion wave 45, a compression wave 46 and an expansion wave 47 in the air flow on the wing.
  • These pressure waves propagate laterally with respect to the longitudinal direction of the fuselage, the fairing towards the end of the wing within the supersonic speed zones existing on the upper surface of the wing.
  • These pressure waves interact with the flow of the wing first of all at a short distance from the fairing: the first relaxation wave 45 and the compression wave 46 contribute to increasing the local pressure in the zone 49a until obtaining a low shock and the second relaxation wave 47 contributes to reducing the pressure gradient in the zone 49b.
  • the reorganization of the pressure field in the zone 43 vis-à-vis the engine nacelle results in a dilation of the pressure lines in this zone in order to reduce the pressure gradient and by a spatial redistribution of these pressure lines.
  • FIG. 6a and 6b show an A340-500 / 600 type aircraft on which no particular shaping of the profile of the fairing surface (seen from above) is performed.
  • FIG. 6b illustrates, in a perspective view, the fuselage / wing interface which reveals no particular curvature.
  • FIGS. 6c and 6d illustrate the addition of a local convexity 50 (of the type represented in FIG. 4a) to the surface of the central fairing in the left part of the figure, namely close to the leading edge of the wing. .
  • This local convexity takes the form of a bump which extends along the fuselage, as shown in the figures, and which also has a lateral extension (amplitude) towards the wing tip (FIG. 6c) and a vertical extension following the height of the fuselage (Figure 6d).
  • the hump 50 shown in FIGS. 6c and 6d originates in the vicinity of the leading edge, extends in the direction of flow (along the longitudinal direction of the fuselage) and terminates in the vicinity of the connection between the fixed portion of the fuselage. the wing and flaps (right side of Figure 6c).
  • the maximum amplitude of the hump is between 25% and 35% of the wing root cord, which value is adjustable as a function of the air flows on the wing.
  • wing root cord is shown in Figure 5a and designated by the reference "c".
  • the extension of the hump in the direction of the wingtip (amplitude) is for example 600 mm, it being understood that this value is adjustable depending on the air flows on the wing.
  • This local geometrical deformation of the surface of the central fairing was, for example, introduced by adding structural elements.
  • FIGS. 7a and 7b show the central fairing of an A380 type aircraft, without particular shaping of its surface in contact with the upper surface of the wing.
  • the surface of the central fairing has been modified by the addition of a wing pressure adjustment system of a particular type which is that shown in FIG. 4b.
  • the structural elements whose outer wall comprises a slope or a portion of slope, or even the entire concavity may also constitute themselves the structural elements constituting the upper and / or lower surface of each part of the fairing , such as the panel of Figure 3.
  • the concavity 52 is reflected in particular by a trough with a rupture of slope between two surface portions, the slope of the placed surface portion of the side of the leading edge forming, for example, an angle of 0 °, while the slope of the surface portion located on the trailing edge side forms, for example, an angle of 5 °.
  • the trough defined by the sharp slope break of several degrees is arranged longitudinally along the fuselage, starting from the leading edge, at a distance between 20% and 35% of the wing root cord.
  • FIG. 7e (longitudinal sectional view of the fairing) shows three structural panels 52a-c arranged in a fixed manner side by side along the fuselage in order to give the upper surface of the central fairing the desired profile (hollow 52 with rupture slope). Without this configuration, the depression is formed at the boundary between the two adjacent panels 52a and 52b.
  • a central fairing of an A320-type aircraft does not have any particular shaping of its surface connected to the upper surface of the wing.
  • the system for adjusting the air pressure on the wing provides for arranging on the upper surface of the central fairing an alternation of convexities and local concavities, for example a succession consisting of a first bump 54, a hollow 56 and a second boss 58 as shown in Figure 4c.
  • the first bump 54 originates in the vicinity of the leading edge and the second 58 ends in the direction of the flow (in a longitudinal direction extending along the fuselage) in the vicinity of the connection between the fixed part of the sail and shutters.
  • the first hump 54 has a maximum amplitude located between 5% and 10% of the root cord starting from the leading edge, while the second hump 58 has a maximum amplitude located between
  • the order of magnitude of the lateral extension (amplitude) of the bumps towards the tip of the wing is, for example, 100 mm for the first bump 54 and 400 mm for the second bump 58.
  • the values concerning the location of the bumps and the recess, as well as their extension towards the wing tip are adjustable as a function of the air flows on the wing and, in particular, the local velocity of the air flow. on the latter and local manufacturing and maintenance constraints.
  • the invention makes it possible, without calling into question the design of the wing, to act remotely on the supersonic flow of the latter by locally introducing one or more local geometrical deformations of the regular surface or surfaces of each central fairing respectively in contact. with the extrados and the intrados of the concerned wing.

Abstract

L'invention concerne un aéronef (10) comprenant : - un fuselage (12), - deux ailes (14, 16) auxquelles sont fixées des nacelles de moteurs et qui sont raccordées chacune latéralement au fuselage, de part et d'autre de celui- ci, par un carénage central, le carénage central (18, 20) comportant, en correspondance avec chaque aile, deux surfaces opposées raccordées respectivement à l'extrados et à l'intrados de l'aile concernée et qui s'étendent longitudinalement le long du fuselage, caractérisé en ce qu'au moins une des deux surfaces présente au moins une déformation géométrique locale (50 ; 52 ; 54, 56, 58) qui est adaptée à générer des perturbations latérales aérodynamiques du carénage central vers l'aile en vue de contrôler l'écoulement d'air sur l'aile.

Description

« Aéronef comportant un carénage central ajusteur de pression voilure par déformations géométriques locales »
L'invention est relative à un aéronef et concerne, plus particulièrement, le carénage central qui assure la jonction entre le fuselage et chaque aile de l'aéronef.
Dans le secteur aéronautique, de nombreuses et permanentes recherches sont effectuées pour améliorer les performances des avions dans diverses conditions de vol (vol de croisière, vol de croisière rapide, début de descente, limites d'enveloppes de vol ...).
Par ailleurs, pour diverses raisons qui tiennent, par exemple, à l'augmentation de l'autonomie des avions ou bien à l'augmentation de la charge utile transportée par les avions, il peut être nécessaire de remplacer les moteurs existants des avions par des moteurs de plus grande taille.
Il s'ensuit une dégradation des performances aérodynamiques des avions ainsi remotorisés.
Les constructeurs aéronautiques cherchent ainsi à obtenir de meilleures performances des avions remotorisés sans toutefois remettre en cause la voilure de ces derniers.
A cet effet, la présente invention vise un aéronef comprenant :
- un fuselage,
- deux ailes auxquelles sont fixées des nacelles de moteurs et qui sont raccordées chacune latéralement au fuselage, de part et d'autre de celui-ci, par un carénage central, le carénage central comportant, en correspondance avec chaque aile, deux surfaces opposées raccordées respectivement à l'extrados et à l'intrados de l'aile concernée et qui s'étendent longitudinalement le long du fuselage, caractérisé en ce qu'au moins une des deux surfaces présente au moins une déformation géométrique locale qui est adaptée à générer des perturbations latérales aérodynamiques du carénage central vers l'aile en vue de contrôler l'écoulement d'air sur l'aile.
En conférant localement à au moins une de ces surfaces une forme géométrique appropriée, le carénage ainsi conformé est apte à agir favorablement sur l'écoulement d'air de la voilure en générant des ondes de pression qui se propagent en direction de l'extrémité libre de l'aile concernée.
Ces ondes de pression permettent de réorganiser à distance le champ de pression sur la voilure.
On notera que le choix des déformations géométriques locales apportées aux surfaces du carénage permet de réduire la traînée aérodynamique de l'aéronef, sans modifier de façon significative sa masse et son coût de fabrication.
Les ondes de pression générées par une ou plusieurs zones déformées de la surface considérée peuvent être, selon la nature de la ou des déformations géométriques, des ondes de détente, de compression ou une combinaison des deux.
La ou les déformations géométriques locales peuvent s'étendre longitudinalement le long du fuselage.
On notera que, dans l'art antérieur, sur le carénage central il n'est pas prévu de mise en forme particulière et, généralement, les surfaces formant l'enveloppe du carénage ont une courbure longitudinale générale très faible et régulière, voire une courbure nulle.
L'invention prévoit au contraire de conférer à au moins une des surfaces du carénage une courbure plus prononcée que dans l'art antérieur sur une ou plusieurs zones de la surface concernée.
Cette courbure est principalement formée suivant une direction longitudinale le long du fuselage (courbure principale) et, de façon secondaire, suivant une direction transversale correspondant à la hauteur du fuselage (courbure secondaire). Selon une caractéristique, ladite au moins une déformation géométrique locale se traduit par une diminution du rayon de courbure local d'au moins une zone de la surface considérée. Au contraire, en l'absence de l'invention, le rayon de courbure local (tout le long de la surface) a une valeur très élevée, voire infinie, lorsque la courbure longitudinale générale de la surface est très faible, voire nulle.
Selon une caractéristique, ladite au moins une déformation géométrique locale a une localisation et une amplitude qui dépendent notamment de paramètres aérodynamiques de l'aéronef.
Ainsi, pour obtenir l'effet recherché sur l'écoulement d'air sur la voilure, il est préférable de tenir compte de ces paramètres pour conformer localement la ou les surfaces concernées du carénage. Selon une caractéristique, les paramètres aérodynamiques sont ceux relatifs au fuselage, aux ailes, aux nacelles de moteurs et la vitesse de l'aéronef.
Selon une caractéristique, la déformation géométrique locale prend la forme d'une convexité locale, qui permet de créer une onde de détente dans l'écoulement. Selon une caractéristique, la convexité prend la forme d'une bosse.
Selon une caractéristique, la déformation géométrique locale prend la forme d'une concavité locale, qui permet de créer une onde de compression dans l'écoulement.
Selon une caractéristique, la concavité prend la forme d'un creux. Selon une caractéristique, le creux est formé par deux portions de surface inclinées qui se rejoignent au fond du creux dans une zone à rupture de pente.
Selon une caractéristique, au moins une des deux surfaces présente plusieurs déformations géométriques locales successives qui s'étendent le long du fuselage, alternant localement convexité et concavité.
En agençant successivement plusieurs convexité et concavité, on réalise ainsi un contrôle fin de l'écoulement sur la voilure qui permet de s'adapter au mieux aux caractéristiques de la voilure et aux contraintes de fabrication.
Selon une caractéristique, ladite au moins une déformation géométrique locale est réalisée sur la surface raccordée à l'extrados de l'aile.
La modification du carénage supérieur est particulièrement adaptée au réglage de la zone supersonique de l'extrados de l'aile. Selon une caractéristique, ladite au moins une déformation géométrique locale est réalisée sur la surface raccordée à l'intrados de l'aile.
La modification du carénage inférieur est particulièrement adaptée au réglage des gradients de pression sur l'intrados de l'aile. Selon une caractéristique, le carénage central comporte un assemblage d'une pluralité d'éléments de structure ayant chacun une portion de surface, chacune des surfaces opposées du carénage central en correspondance avec chaque aile étant formée par un ensemble de portions de surface d'éléments de structure agencées les unes à côté des autres. D'autres caractéristiques et avantages apparaîtront au cours de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre limitatif et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue générale schématique d'un aéronef selon l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique d'un carénage central d'un aéronef ;
- la figure 3 est une vue schématique partielle montrant l'assemblage des éléments de structure constitutifs du carénage ;
- les figures 4a, 4b et 4c illustrent en vue de dessus trois exemples de géométries possibles pour l'intersection fuselage/voilure de l'aéronef de la figure 1 ;
- les figures 5a et 5b illustrent respectivement la répartition des champs de pression sur la voilure sans l'invention et avec l'invention ; - les figures 6a et 6b son des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective de l'interface fuselage/voilure sur un aéronef de type A340, sans mise en forme géométrique particulière de cette dernière ;
- les figures 6c et 6d sont des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective de l'interface des figures 6a et 6b, avec la mise en forme géométrique selon l'invention illustrée sur la figure 4a ; - les figures 7a et 7b sont des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective de l'interface fuselage/voilure d'un aéronef de type A380, sans mise en forme géométrique particulière ; - les figures 7c et 7d sont des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective de l'interface fuselage/voilure des figures 7a et 7b respectivement, avec une mise en forme géométrique selon l'invention illustrée sur la figure 4b ;
- La figure 7e représente de façon schématique partielle en vue de dessus le profil des éléments de structure constituant le carénage ;
- les figures 8a et 8b sont des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective d'une interface fuselage/voilure d'un aéronef de type A320, sans mise en forme géométrique particulière ; - les figures 8c et 8d sont des vues schématiques partielles respectives de dessus et en perspective de l'interface fuselage/voilure des figures 8a et 8b respectivement, avec la mise en forme selon l'invention illustrée sur la figure 4c. Comme représenté à la figure 1 et désigné par la référence générale notée 10, un aéronef selon l'invention comprend un fuselage 12 dont la voilure comprend deux ailes latérales 14, 16 qui sont raccordées chacune latéralement au fuselage, de part et d'autre de celui-ci, par une interface fuselage/voilure.
Des nacelles de moteurs sont fixées aux ailes 14, 16 et, par exemple, une nacelle de moteur 18 est assujettie à chaque aile, comme représenté sur la figure 1.
L'interface fuselage/voilure comprend une interface mécanique structurelle (non représentée sur les figures) qui est recouverte par une interface aérodynamique constituée du carénage central 20.
Le carénage central 20 est constitué par un assemblage d'une pluralité d'éléments de structure formant des plaques ou panneaux disposés de façon jointive et rivetés ou boulonnés sur l'interface mécanique structurelle sous-jacente et qui confèrent à l'ensemble une forme de coque (figure 2). Le carénage central des figures 1 et 2 comporte deux parties 22, 24 qui sont respectivement en correspondance avec les ailes 14, 16. Dans la partie gauche 22 et la partie droite 24 sont aménagées respectivement deux ouvertures 26 et 28 pour le raccordement de chacune des deux ailes 14, 16. Chaque partie du carénage central en correspondance avec une aile comporte deux surfaces opposées, l'une supérieure 30 pour la partie 22, 32 pour la partie 24, et l'autre inférieure 34 pour la partie 22, 36 pour la partie 24, et qui sont raccordées respectivement à l'extrados et à l'intrados de l'aile concernée.
Comme représenté sur la figure 2, les éléments de structure formant le carénage central ont chacun une portion de surface formant une partie d'une surface du carénage. Plus particulièrement, chacune des surfaces opposées supérieure et inférieure de chaque partie 22, 24 du carénage central est formée par un ensemble de portions de surface des éléments de structure précités, ces portions de surface étant agencées les unes à côté des autres de manière à constituer une surface lisse de l'interface aérodynamique.
Ainsi, sur la figure 2, la surface supérieure 30 comporte les éléments de structure jointifs 30a, 30b, 30c, tandis que la surface inférieure 34 comporte les éléments de structure jointifs 34a, 34b, 34c, 34d.
Sur la figure 3, on a représenté de façon partielle un élément de structure 40 (panneau) constitutif de la surface supérieure 30 et qui est monté sur le fuselage 12 en correspondance avec l'aile 40. Des supports de fixation en forme d'équerre 42, 44 solidaires du fuselage et en attente de réception d'un autre élément de structure du carénage central sont également représentés. Les supports de fixation sont aussi visibles en figure 2. La surface supérieure de chaque carénage central, à savoir celle qui est en contact avec l'extrados de la voilure, et la surface inférieure de ce dernier, celle qui est en contact avec l'intrados de la voilure, présentent de façon classique dans l'art antérieur une courbure générale très faible et régulière, voire nulle sur certains aéronefs. L'invention prévoit de mettre en forme l'une et/ou l'autre de ces surfaces en conférant de façon locale à une ou plusieurs zones de la surface considérée une ou plusieurs déformations géométriques qui s'étendent, par exemple, longitudinalement le long du fuselage.
La ou les déformations géométriques locales de la ou des surfaces sont adaptées à générer des perturbations latérales aérodynamiques qui sont susceptibles de se déplacer en partant du carénage central en direction du bout de l'aile concernée, ceci en vue de contrôler l'écoulement d'air sur l'aile.
L'ajout de formes volumiques latérales sur chaque carénage central, que ce soit par ajout d'éléments de structure conformés sur les éléments de structure existants du carénage central, ou par remplacement de l'un ou plusieurs de ces derniers par des éléments de structure conformés, permet de contrôler l'écoulement d'air sur la voilure, ainsi que de contrôler des interférences qui sont susceptibles de se produire, par exemple, en cas de remotorisation (moteur de plus grande taille, moteur à fort taux de dilution, augmentation de l'autonomie et/ou de la charge utile transportée par l'aéronef). La modification de la géométrie du carénage central de jonction entre le fuselage et la voilure conforme à l'invention permet d'ajuster la pression de l'air sur la voilure, notamment en améliorant le champ de pression qui se développe sur l'extrados et/ou l'intrados de la voilure selon la partie du carénage concernée par la mise en forme (partie supérieure et/ou inférieure). Ainsi, la modification de la géométrie locale de l'une ou des deux surfaces opposées de chaque partie 22, 24 du carénage central qui sont raccordées respectivement à l'extrados et à l'intrados de la voilure permet, notamment, d'améliorer l'écoulement d'air sur l'aile en cas de forte interférence entre l'aile, la ou les nacelles de moteurs et le fuselage. L'invention permet notamment d'améliorer les performances aérodynamiques de l'avion dans différentes conditions de vol (croisière, croisière rapide, début de descente, limite d'enveloppe de vol) et également d'améliorer la flexibilité de l'avion pour des nombres de Mach élevés.
On notera que les éléments formant les surfaces supérieure et inférieure opposées de chaque partie 22, 24 du carénage peuvent être réalisés dans un matériau susceptible d'être déformé en vol par des actionneurs afin d'adapter l'efficacité de l'invention à une large gamme de conditions de vol. La déformation est alors induite par un déplacement de la surface ou d'une portion de celle-ci.
La ou les déformations géométriques locales apportées aux surfaces du carénage peuvent ainsi être réalisées de façon dynamique et adaptée (en temps réel) en fonction des conditions de vol et de l'effet recherché.
Chaque déformation géométrique locale est caractérisée par sa forme qui sera détaillée ci-dessous, ainsi que par sa localisation sur la surface, le long du fuselage (par exemple, par rapport au bord d'attaque de l'aile) et par son amplitude. La localisation et l'amplitude des formes géométriques conférées localement à la surface dépendent notamment de paramètres aérodynamiques de l'aéronef.
Ces paramètres sont notamment la vitesse de l'aéronef et les paramètres relatifs au fuselage, à la voilure et aux moteurs. Lorsque l'on regarde en vue de dessus le profil de la surface du carénage central raccordée à l'extrados de l'aile, trois types de formes géométriques sont envisagés comme représenté en trait plein sur les figures 4a, 4b et 4c.
On notera que sur ces figures, l'avant de l'aéronef est situé sur la gauche du dessin, tandis que l'arrière est situé sur la droite.
Les singularités géométriques locales apportées à l'une et/ou à l'autre des deux surfaces opposées du carénage central se traduisent par une diminution du rayon de courbure local de la surface considérée.
Les formes représentées sur les figures 4a-c correspondent aux courbures principales des déformations géométriques envisagées, les courbures secondaires transversales étant agencées perpendiculairement au plan des figures (suivant la hauteur du fuselage) et étant de plus faible ampleur que celle des courbures principales.
La forme géométrique locale illustrée sur la figure 4a prend l'allure d'une convexité locale telle qu'une bosse qui s'étend de façon principale longitudinalement le long du fuselage (courbure principale) et, de façon moins prononcée, suivant une direction perpendiculaire au plan de la figure (courbure secondaire).
Une telle mise en forme locale de la surface est apte à créer des perturbations latérales se propageant du carénage central vers le bout de l'aile et qui prennent la forme d'ondes de détente de l'écoulement.
On a également représenté sur la figure 4a en pointillés le profil de la surface du carénage central en vue de dessus en l'absence de l'invention.
Comme représenté sur la figure 4b, une autre forme géométrique possible revêt l'allure d'une concavité locale qui prend, par exemple, la forme d'un creux s'étendant principalement en suivant la direction longitudinale du fuselage
(courbure principale) et, de façon secondaire, suivant une direction perpendiculaire au plan de la figure (courbure secondaire).
Une telle déformation géométrique locale est apte à créer des perturbations latérales se propageant du carénage central vers le bout de l'aile et qui prennent la forme d'ondes de compression de l'écoulement initiant un choc faible.
Sur cette figure, on a également représenté en pointillés le profil de la surface du carénage central en vue de dessus en l'absence de l'invention.
Plus particulièrement, le creux est formé par deux portions de surface inclinées qui se rejoignent au fond du creux dans une zone à rupture de pente.
On notera d'ailleurs qu'une telle géométrie a l'allure d'une rampe et que la concavité locale peut comporter ou non une cassure au fond de celle-ci.
Il est en effet possible que le fond du creux ne comporte pas de zone à rupture de pente et soit en forme de cuvette. La simplicité de la mise en oeuvre industrielle permet de décider s'il est préférable d'avoir une rupture de pente nette (coïncidant, par exemple, à une jointure entre deux panneaux constituant des éléments de structure du carénage), ou s'il est préférable d'insérer un petit rayon de raccord entre les deux zones présentant des pentes différentes pilotées par l'adaptation aérodynamique (par exemple, dans le cas d'un panneau structural unique intégrant les deux zones à pentes différentes). Sur la figure 4c, on a représenté plusieurs déformations géométriques locales successives s'étendant le long du fuselage et qui alternent localement convexité et concavité. Les déformations ont une ampleur moins prononcée dans une direction perpendiculaire au plan de la figure. Plus particulièrement, la forme géométrique illustrée sur la figure 4c comprend la succession d'une première convexité, d'une concavité et d'une seconde convexité.
De telles modifications géométriques locales de la surface de carénage central sont aptes à créer des perturbations latérales du type oncles de détente ou ondes de compression isentropiques.
On notera que d'une façon générale les déformations géométriques proposées sur les figures 4a-c se traduisent par une forte variation de courbure locale et, plus particulièrement, par une forte diminution du rayon de courbure local (suivant une vue en section longitudinale du carénage) par rapport au rayon de courbure élevé généralement adopté dans l'art antérieur pour les surfaces latérales opposées du carénage.
Par ailleurs, toute autre combinaison de convexité et de concavité est également envisageable en fonction du but poursuivi : une seule convexité suivie d'une concavité, ou l'inverse, deux concavités encadrant une convexité ... Les figures 5a et 5b illustrent respectivement sur l'extrados d'une aile la répartition des champs de pression délimités par des lignes isobares, sans l'invention et avec l'invention.
On notera que les zones de faible pression sont celles colorées en foncé et celles de forte pression sont colorées en clair. Ainsi, en l'absence de l'invention, sur la figure 5a on observe en vis-à- vis de la nacelle moteur 41 une zone 43 formant un réseau de lignes isobares serrées correspondant à un fort gradient de pression.
Une telle zone est donc le siège de phénomènes de dépression et de compression avec des taux élevés ce qui est pénalisant car générateur de traînée de choc.
Sur la figure 5b on a mis en forme de façon spécifique le flanc supérieur du carénage (parties 22 et 24) au moyen de déformations géométriques appropriées du type de celles illustrées sur la figure 4c afin de créer successivement une onde de détente 45, une onde de compression 46 et une onde de détente 47 dans l'écoulement d'air sur la voilure.
Ces ondes de pression (fluctuations de pression et de dépression) se propagent latéralement par rapport à la direction longitudinale du fuselage, du carénage vers l'extrémité de l'aile au sein des zones de vitesse supersonique existant sur l'extrados de la voilure. Ces ondes de pression interagissent avec l'écoulement de la voilure tout d'abord à faible distance du carénage : la première onde de détente 45 et l'onde de compression 46 contribuent à augmenter la pression locale dans la zone 49a jusqu'à obtenir un choc faible et la seconde onde de détente 47 contribue à réduire le gradient de pression dans la zone 49b.
Les phénomènes ayant pris naissance dans les zones 49a et 49b se propagent dans le sens de l'envergure, permettant ainsi de contrôler l'écoulement de la voilure en réorganisant, à distance du carénage, le gradient de pression sur la voilure et notamment dans la zone 43.
On notera qu'en fonction du type de déformations géométriques, de leur nombre, de leur localisation et de leur amplitude, il est possible de générer des ondes de pression adaptées qui vont agir sur la voilure à la distance souhaitée par rapport au carénage, en ajustant le champ de pression (réorganisation des lignes de pression) de façon appropriée par rapport au but recherché.
Plus particulièrement, la réorganisation du champ de pression dans la zone 43 en vis-à-vis de la nacelle moteur se traduit par une dilatation des lignes de pression dans cette zone afin d'y réduire le gradient de pression et par une redistribution spatiale de ces lignes de pression.
Ainsi, deux petits réseaux 48a et 48b de lignes de pression moins serrées qu'auparavant apparaissent dans cette zone et sont le siège de deux petites augmentations de pression successives là où, auparavant, régnait un fort gradient de pression. II s'ensuit une diminution de la traînée d'onde de l'aéronef.
On réduit ainsi significativement les perturbations engendrées par l'interaction entre les nacelles de moteurs (en cas de remotorisation) et la surface du carénage central et qui, en l'absence de l'invention, affecteraient le comportement de l'aile dans sa partie supersonique.
On notera que l'allure de la répartition des lignes de pression d'écoulement sur la voilure en l'absence d'invention, ainsi que les contraintes de fabrication et de maintenance, pilotent le choix de la géométrie locale du carénage parmi les différents types illustrés aux figures 4a-c.
Les figures 6a et 6b représentent un aéronef de type A340-500/600 sur lequel aucune mise en forme particulière du profil de la surface du carénage (vu de dessus) n'est effectuée. La figure 6b illustre, selon une vue en perspective, l'interface fuselage/voilure qui ne révèle aucune courbure particulière.
On notera qu'en cas de remotorisation de l'aéronef avec une telle interface, les recompressions par choc situées sur l'extrados de la voilure s'avèrent violentes et génèrent de la traînée. Les figures 6c et 6d illustrent l'adjonction d'une convexité locale 50 (du type représenté à la figure 4a) à la surface du carénage central dans la partie gauche de la figure, à savoir à proximité du bord d'attaque de la voilure.
Cette convexité locale prend la forme d'une bosse qui s'étend le long du fuselage, comme le montrent les figures, et qui possède également une extension latérale (amplitude) en direction du bout d'aile (figure 6c) et une extension verticale suivant la hauteur du fuselage (figure 6d).
La bosse 50 représentée sur les figures 6c et 6d prend naissance au voisinage du bord d'attaque, se prolonge dans le sens de l'écoulement (en suivant la direction longitudinale du fuselage) et prend fin au voisinage du raccord entre la partie fixe de la voilure et des volets (partie droite de la figure 6c).
On notera que l'amplitude maximale de la bosse est comprise entre 25 % et 35 % de la corde de l'emplanture de l'aile, valeur qui est ajustable en fonction des écoulements d'air sur la voilure.
On notera que la corde de l'emplanture de l'aile est illustrée sur la figure 5a et désignée par la référence "c". L'extension de la bosse en direction du bout d'aile (amplitude) est par exemple de 600 mm, étant entendu que cette valeur est ajustable en fonction des écoulements d'air sur la voilure.
Cette déformation géométrique locale de la surface du carénage central a été, par exemple, introduite par apport d'éléments de structure
(panneaux du type de celui représenté à la figure 3) conformés de manière adaptée et permet d'ajuster la pression d'air sur la voilure en générant des ondes de détente se propageant en direction du bout d'aile. Ces ondes interagissent de façon contrôlée avec les ondes de pression du champ de pression régnant sur la voilure, dans l'espace qui l'environne et qui est perturbé par l'interaction entre les nacelles de moteurs et la voilure.
Cette interaction provoque une modification avantageuse de la topologie du champ de pression et donc un contrôle de cette dernière.
Sur les figures 7a et 7b, on a représenté le carénage central d'un aéronef de type A380, sans mise en forme particulière de sa surface en contact avec l'extrados de l'aile.
On notera qu'en vue de dessus la surface présente une courbure générale très faible, voire nulle.
Comme représenté sur les figures 7c et 7d, la surface du carénage central a été modifiée par l'adjonction d'un système d'ajustement de pression sur la voilure d'un type particulier qui est celui représenté à la figure 4b.
Plusieurs éléments de structure (panneaux de la figure 3) ont été rapportés sur la surface supérieure existante du carénage central représenté à la figure 7a, afin d'introduire localement une concavité 52 dans le profil de cette surface.
On notera que les éléments de structure dont la paroi extérieure comporte une pente ou une portion de pente, voire la concavité toute entière, peuvent également constituer eux-mêmes les éléments de structure constitutifs de la surface supérieure et/ou inférieure de chaque partie du carénage, tels que le panneau de la figure 3.
La concavité 52 se traduit en particulier par un creux avec rupture de pente entre deux portions de surface, la pente de la portion de surface placée du côté du bord d'attaque formant, par exemple, un angle de 0°, tandis que la pente de la portion de surface située du côté du bord de fuite forme, par exemple, un angle de 5°.
Le creux défini par la rupture de pente nette de plusieurs degrés est disposé longitudinalement le long du fuselage, en partant du bord d'attaque, à une distance située entre 20 % et 35 % de la corde de l'emplanture de l'aile.
On notera que cette valeur, ainsi que les valeurs des pentes des deux surfaces formant la concavité, sont ajustables en fonction de la vitesse locale de l'écoulement sur la voilure. On a représenté sur la figure 7e (vue en section longitudinale du carénage) trois panneaux structuraux 52a-c agencés de manière fixe côte à côte le long du fuselage afin de conférer à la surface supérieure du carénage central le profil souhaité (creux 52 avec rupture de pente). Sans cette configuration, le creux est formé à la limite entre les deux panneaux adjacents 52a et 52b. Comme représenté sur les figures 8a et 8b, un carénage central d'un aéronef de type A320 ne comporte pas de mise en forme particulière de sa surface reliée à l'extrados de la voilure.
On notera également que cette surface présente une courbure générale très faible et régulière, voire nulle. Le système d'ajustement de pression d'air sur la voilure selon l'invention prévoit d'aménager sur la surface supérieure du carénage central une alternance de convexités et de concavités locales, par exemple, une succession constituée d'une première bosse 54, d'un creux 56 et d'une seconde bosse 58 telle que représentée sur la figure 4c. La première bosse 54 prend naissance au voisinage du bord d'attaque et la deuxième 58 se termine en suivant le sens de l'écoulement (suivant une direction longitudinale s'étendant le long du fuselage) au voisinage du raccord entre la partie fixe de la voilure et les volets.
Plus particulièrement, la première bosse 54 a un maximum d'amplitude situé entre 5 % et 10 % de la corde de l'emplanture en partant du bord d'attaque, tandis que la deuxième bosse 58 possède un maximum d'amplitude situé entre
20 % et 30 % de la corde de l'emplanture. Ces deux bosses 54 et 58 sont séparées par un creux 56 sans rupture de pente dans cet exemple. Le creux est agencé à une distance située entre 10 % et 20 % de la corde de l'emplanture de l'aile en partant du bord d'attaque.
On notera que l'ordre de grandeur de l'extension latérale (amplitude) des bosses en direction du bout d'aile est, par exemple, de 100 mm pour la première bosse 54 et de 400 mm pour la deuxième bosse 58.
Par ailleurs, les valeurs concernant la localisation des bosses et du creux, ainsi que leur extension en direction du bout d'aile sont ajustables en fonction des écoulements d'air sur la voilure et, notamment, de la vitesse locale de l'écoulement d'air sur cette dernière et des contraintes locales de fabrication et de maintenance.
L'invention permet, sans remettre en cause la conception de la voilure, d'agir à distance sur l'écoulement supersonique de cette dernière en introduisant localement une ou plusieurs déformations géométriques locales de la ou des surfaces régulières de chaque carénage central respectivement en contact avec l'extrados et l'intrados de l'aile concernée.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef (10) comprenant :
- un fuselage (12), - deux ailes (14, 16) auxquelles sont fixées des nacelles de moteurs et qui sont raccordées chacune latéralement au fuselage, de part et d'autre de celui-ci, par un carénage central, le carénage central (18, 20) comportant, en correspondance avec chaque aile, deux surfaces opposées raccordées respectivement à l'extrados et à l'intrados de l'aile concernée et qui s'étendent longitudinalement le long du fuselage, caractérisé en ce qu'au moins une des deux surfaces présente au moins une déformation géométrique locale (50 ; 52 ; 54, 56, 58) qui est adaptée à générer des perturbations latérales aérodynamiques du carénage central vers l'aile en vue de contrôler l'écoulement d'air sur l'aile.
2. Aéronef selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ladite au moins une déformation géométrique locale comprend une courbure principale qui s'étend longitudinalement le long du fuselage et une courbure secondaire qui s'étend transversalement suivant la hauteur du fuselage.
3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite au moins une déformation géométrique locale se traduit par une diminution du rayon de courbure local d'au moins une zone de la surface considérée.
4. Aéronef selon la revendication 1à 3, caractérisé en ce que ladite au moins une déformation géométrique locale a une localisation et une amplitude qui dépendent notamment de paramètres aérodynamiques de l'aéronef.
5. Aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que les paramètres aérodynamiques sont ceux relatifs au fuselage, aux ailes, aux nacelles de moteurs et la vitesse de l'aéronef.
6. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la déformation géométrique locale prend la forme d'une convexité locale (50).
7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce que la convexité prend la forme d'une bosse.
8. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la déformation géométrique locale prend la forme d'une concavité locale (52).
9. Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que la concavité prend la forme d'un creux.
10. Aéronef selon la revendication 9, caractérisé en ce que le creux est formé par deux portions de surface inclinées qui se rejoignent au fond du creux dans une zone à rupture de pente.
11. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'au moins une des deux surfaces présente plusieurs déformations géométriques locales successives (54, 56, 58) qui s'étendent le long du fuselage, alternant localement convexité et concavité.
12. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 11 , caractérisé en ce que ladite au moins une déformation géométrique locale est réalisée sur la surface raccordée à l'extrados de l'aile.
13. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que ladite au moins une déformation géométrique locale est réalisée sur la surface raccordée à l'intrados de l'aile.
14. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que le carénage central comporte un assemblage d'une pluralité d'éléments de structure ayant chacun une portion de surface, chacune des surfaces opposées du carénage central en correspondance avec chaque aile étant formée par un ensemble de portions de surface d'éléments de structure agencées les unes à côté des autres.
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