FR3065944A1 - TURBOMACHINE NACELLE INTENDED TO BE INSTALLED IN FRONT OF AN AIRCRAFT VESSEL - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une nacelle (34) pour une turbomachine (1) destinée à être installée sous une aile (3) d'aéronef, ladite nacelle (34) délimitant une veine (18) de sortie de gaz de la turbomachine sensiblement annulaire autour d'un axe longitudinal (X) de la nacelle (34) et ayant sa lèvre d'entrée d'air (15) en amont d'un bord d'attaque (6) de ladite aile (3), en se référant à la direction d'un flux d'air extérieur selon ledit axe longitudinal (X), présentant en outre un bord de fuite (39) dont l'extension selon ledit axe longitudinal (X) est définie par un premier plan transversal (P1) situé en amont d'un point déterminé (61) du bord d'attaque (6) de l'aile (3) situé à la verticale de l'axe longitudinal (X) et un deuxième plan transversal (P2) situé en aval du premier (P1), ledit bord de fuite (39) rejoignant le deuxième plan transversal (P2) en un point haut (30) sensiblement à la verticale au-dessus de l'axe longitudinal (X), de manière à définir au moins une partie pleine supérieure (31) de la nacelle (34) s'étendant en aval du premier plan transversal (P1) de façon sensiblement symétrique autour d'un plan axial vertical, caractérisée en ce que le deuxième plan transversal (P2) est positionné de telle sorte que la droite (D) joignant ledit point haut (30) du bord de fuite (39) et ledit point déterminé (61) du bord d'attaque (6) de l'aile définit, avec l'axe longitudinal (X), un angle (α) ayant une valeur au moins égale à 45°, de préférence supérieure à 60°. Elle concerneaussi le procédé de conception de la nacelle.The invention relates to a nacelle (34) for a turbomachine (1) intended to be installed under an aircraft wing (3), said nacelle (34) delimiting a gas outlet vein (18) of the substantially annular turbomachine around a longitudinal axis (X) of the nacelle (34) and having its air intake lip (15) upstream of a leading edge (6) of said wing (3), with reference to the direction of an outside air flow along said longitudinal axis (X), further having a trailing edge (39) whose extension along said longitudinal axis (X) is defined by a first transverse plane (P1) situated upstream of a given point (61) of the leading edge (6) of the wing (3) located vertically from the longitudinal axis (X) and a second transversal plane (P2) located downstream from the first (P1), said trailing edge (39) joining the second transverse plane (P2) at a high point (30) substantially vertically above the longitudinal axis (X), so as to define the self ns an upper solid part (31) of the nacelle (34) extending downstream of the first transverse plane (P1) substantially symmetrically around a vertical axial plane, characterized in that the second transverse plane (P2) is positioned such that the straight line (D) joining said high point (30) of the trailing edge (39) and said determined point (61) of the leading edge (6) of the wing defines, with the longitudinal axis (X), an angle (α) having a value at least equal to 45 °, preferably greater than 60 °. It also concerns the method of designing the nacelle.
Description
@ Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES.@ Holder (s): SAFRAN AIRCRAFT ENGINES.
O Demande(s) d’extension :O Extension request (s):
Mandataire(s) :Agent (s):
GEVERS & ORES Société anonyme.GEVERS & ORES Public limited company.
® NACELLE DE TURBOMACHINE DESTINEE A ETRE INSTALLEE DEVANT UNE VOILURE D'AVION.® TURBOMACHINE NACELLE INTENDED TO BE INSTALLED IN FRONT OF AN AIRCRAFT.
FR 3 065 944 - A1 (57) L'invention concerne une nacelle (34) pour une turbomachine (1 ) destinée à être installée sous une aile (3) d'aéronef, ladite nacelle (34) délimitant une veine (18) de sortie de gaz de la turbomachine sensiblement annulaire autour d'un axe longitudinal (X) de la nacelle (34) et ayant sa lèvre d'entrée d'air (15) en amont d'un bord d'attaque (6) de ladite aile (3), en se référant à la direction d'un flux d'air extérieur selon ledit axe longitudinal (X), présentant en outre un bord de fuite (39) dont l'extension selon ledit axe longitudinal (X) est définie par un premier plan transversal (P1 ) situé en amont d'un point déterminé (61) du bord d'attaque (6) de l'aile (3) situé à la verticale de l'axe longitudinal (X) et un deuxième plan transversal (P2) situé en aval du premier (P1 ), ledit bord de fuite (39) rejoignant le deuxième plan transversal (P2) en un point haut (30) sensiblement à la verticale au-dessus de l'axe longitudinal (X), de manière à définir au moins une partie pleine supérieure (31 ) de la nacelle (34) s'étendant en aval du premier plan transversal (P1 ) de façon sensiblement symétrique autour d'un plan axial vertical, caractérisée en ce que le deuxième plan transversal (P2) est positionné de telle sorte que la droite (D) joignant ledit point haut (30) du bord de fuite (39) et ledit point déterminé (61) du bord d'attaque (6) de l'aile définit, avec l'axe longitudinal (X), un angle (oc) ayant une valeur au moins égale à 45°, de préférence supérieure à 60°. Elle concerneaussi le procédé de conception de la nacelle.FR 3,065,944 - A1 (57) The invention relates to a nacelle (34) for a turbomachine (1) intended to be installed under an aircraft wing (3), said nacelle (34) delimiting a vein (18) of gas outlet from the substantially annular turbomachine about a longitudinal axis (X) of the nacelle (34) and having its air intake lip (15) upstream of a leading edge (6) of said wing (3), referring to the direction of an external air flow along said longitudinal axis (X), further having a trailing edge (39) whose extension along said longitudinal axis (X) is defined by a first transverse plane (P1) located upstream of a determined point (61) of the leading edge (6) of the wing (3) situated vertical to the longitudinal axis (X) and a second plane transverse (P2) located downstream of the first (P1), said trailing edge (39) joining the second transverse plane (P2) at a high point (30) substantially vertically above the longitudinal axis (X) , from m way to define at least an upper solid part (31) of the nacelle (34) extending downstream of the first transverse plane (P1) in a substantially symmetrical manner around a vertical axial plane, characterized in that the second transverse plane (P2) is positioned so that the straight line (D) joining said top point (30) of the trailing edge (39) and said determined point (61) of the leading edge (6) of the wing defines, with the longitudinal axis (X), an angle (oc) having a value at least equal to 45 °, preferably greater than 60 °. It also concerns the design process of the nacelle.
ii
Nacelle de turbomachine destinée à être installée devant une voilure d’avionTurbomachine nacelle intended to be installed in front of an aircraft wing
Domaine de l’invention :Field of the invention:
La présente invention se rapporte au domaine de la propulsion aéronautique et plus particulièrement à la conception d’une nacelle de turbomachine installée en amont ou devant une aile d’avion pour tenir compte d’interactions entre la turbomachine et l’aile.The present invention relates to the field of aeronautical propulsion and more particularly to the design of a turbomachine nacelle installed upstream or in front of an aircraft wing to take account of interactions between the turbomachine and the wing.
Etat de la technique :State of the art:
Pour de nombreux avions civils, la propulsion est assurée par une ou plusieurs turbomachines double-flux, par exemple avec une soufflante carénée par une nacelle. En référence à la figure 1, une telle turbomachine 1 est généralement suspendue à un pylône 2 sous une aile 3 de l’avion, de telle sorte que l’entrée d’air 5 de la nacelle 4 se trouve dégagée, bien en amont du bord d’attaque 6 de l’aile 3 par rapport à l’écoulement d’air, suivant un axe longitudinal X commun ici à la nacelle et la turbomachine.For many civil aircraft, the propulsion is ensured by one or more double-flow turbomachines, for example with a fan faired by a nacelle. Referring to Figure 1, such a turbomachine 1 is generally suspended from a pylon 2 under a wing 3 of the aircraft, so that the air inlet 5 of the nacelle 4 is clear, well upstream of the leading edge 6 of the wing 3 relative to the air flow, along a longitudinal axis X common here to the nacelle and the turbomachine.
Dans sa partie arrière, la nacelle 4 de l’exemple forme avec un corps central 7 entourant le flux primaire, une veine de sortie 8 pour le flux secondaire entraîné par la soufflante. Souvent, le bord de fuite 9 de la nacelle 4 se situe longitudinalement au niveau du bord d’attaque 6 de l’aile 3, voire légèrement en amont.In its rear part, the nacelle 4 of the example forms, with a central body 7 surrounding the primary flow, an outlet vein 8 for the secondary flow driven by the fan. Often, the trailing edge 9 of the nacelle 4 is located longitudinally at the leading edge 6 of the wing 3, or even slightly upstream.
La proximité de la partie arrière de la nacelle 4 et du bord d’attaque 6 de l’aile 3 peut provoquer des interactions entre le flux secondaire de la turbomachine 1 et l’écoulement passant autour de l’aile 3. Notamment, il se produit une surpression sur l’intrados de l’aile 3 au niveau du bord d’attaque 6. Généralement, la forme de la nacelle 4, notamment du point de vue de son extension vers l’aval, est conçue pour que le bord de fuite 9 de celle-ci masque en grande partie la zone de surpression s’étendant du bord d’attaque 6 de l’aile 3, au flux secondaire passant dans la veine de sortie 8. De la sorte, les interactions entre la turbomachine 1 et l’aile 3 sont limitées, et l’on peut obtenir de bonnes conditions d’opérabilité de la turbomachine.The proximity of the rear part of the nacelle 4 and the leading edge 6 of the wing 3 can cause interactions between the secondary flow of the turbomachine 1 and the flow passing around the wing 3. In particular, it produces an overpressure on the underside of wing 3 at the leading edge 6. Generally, the shape of the nacelle 4, in particular from the point of view of its extension downstream, is designed so that the edge of leak 9 of this largely masks the overpressure zone extending from the leading edge 6 of the wing 3, to the secondary flow passing through the outlet vein 8. In this way, the interactions between the turbomachine 1 and wing 3 are limited, and good operating conditions for the turbomachine can be obtained.
En vue de diminuer la consommation d’une telle turbomachine double-flux, par exemple, il est généralement recherché lors de la conception d’augmenter le taux de dilution (BPR pour le terme anglo-saxon By Pass Ratio). Cela correspond à une augmentation du diamètre de la soufflante donc de la nacelle. Les gains de consommation obtenus par l’augmentation du taux de dilution peuvent donc être contrebalancés par les pertes liées à l’augmentation de la traînée et/ou de la masse de la nacelle.In order to reduce the consumption of such a double-flow turbomachine, for example, it is generally sought during the design to increase the dilution rate (BPR for the English term By Pass Ratio). This corresponds to an increase in the diameter of the fan and therefore of the nacelle. The consumption gains obtained by increasing the dilution rate can therefore be offset by the losses linked to the increase in the drag and / or the mass of the nacelle.
Une solution envisagée à ce problème est de réduire la taille de la nacelle, notamment le maître-couple et la longueur totale, en jouant par exemple sur le raccourcissement de la veine secondaire.A solution envisaged to this problem is to reduce the size of the nacelle, in particular the master-couple and the total length, by playing for example on the shortening of the secondary vein.
Lorsque l’on raccourcit la veine secondaire pour une turbomachine donnée 1, en référence à la figure 2, le bord de fuite 19 de la nacelle raccourcie 14 se trouve avancé par rapport au bord d’attaque 6 de l’aile 3. Comme illustré sur la figure 2, on peut alors aboutir au fait que la nacelle 14 n’empêche plus une remontée de la surpression créée au bord d’attaque 6 de l’aile 3 dans la veine secondaire 18. La remontée de pression peut se faire à travers la veine 18 jusqu’aux aubes de guidage de sortie (OGV= Outlet Guide vane) et à la soufflante, non représentées. Cette surpression peut ainsi menacer la sécurité opérationnelle du moteur, par exemple en créant des poches de pression non uniformes, en entraînant du pompage ou en désadaptant le fonctionnement du fan et des OGV.When the secondary stream is shortened for a given turbomachine 1, with reference to FIG. 2, the trailing edge 19 of the shortened nacelle 14 is advanced relative to the leading edge 6 of the wing 3. As illustrated in FIG. 2, it can then result in the fact that the nacelle 14 no longer prevents a rise in the overpressure created at the leading edge 6 of the wing 3 in the secondary vein 18. The pressure rise can be done at through the passage 18 to the outlet guide vanes (OGV = Outlet Guide vane) and to the blower, not shown. This overpressure can thus threaten the operational safety of the engine, for example by creating non-uniform pressure pockets, by causing pumping or by mismatching the operation of the fan and the LMOs.
II existe donc un besoin de concevoir des nacelles courtes installées devant une aile pour gagner en coûts d’exploitation tout en protégeant la veine secondaire de la turbomachine de remontées de pression dues à l’interaction avec l’aile.There is therefore a need to design short nacelles installed in front of a wing in order to save operating costs while protecting the secondary stream of the turbomachine from pressure increases due to interaction with the wing.
Exposé de l’invention :Statement of the invention:
A ce effet, l’invention concerne une nacelle une turbomachine destinée à être installée sous une aile d’aéronef, ladite nacelle délimitant une veine de sortie de gaz de la turbomachine sensiblement annulaire autour d’un axe longitudinal de la nacelle et ayant sa lèvre d’entrée d’air en amont d’un bord d’attaque de ladite aile, en se référant à la direction d’un flux d’air extérieur selon ledit axe longitudinal, présentant en outre un bord de fuite dont l’extension selon ledit axe longitudinal est définie par un premier plan transversal situé en amont d’un point déterminé du bord d’attaque de l’aile situé à la verticale de l’axe longitudinal et un deuxième plan transversal situé en aval du premier, ledit bord de fuite rejoignant le deuxième plan transversal en un point haut sensiblement à la verticale au-dessus de l’axe longitudinal, de manière à définir au moins une partie pleine supérieure de la nacelle s’étendant en aval du premier plan transversal de façon sensiblement symétrique autour d’un plan axial vertical, caractérisée en ce que le deuxième plan transversal est positionné de telle sorte que la droite joignant ledit point haut du bord de fuite et ledit point déterminé du bord d’attaque de l’aile définit, avec l’axe longitudinal, un angle ayant une valeur au moins égale à 45°, de préférence supérieure à 60°.To this end, the invention relates to a nacelle a turbomachine intended to be installed under an aircraft wing, said nacelle delimiting a gas outlet stream from the turbomachine substantially annular around a longitudinal axis of the nacelle and having its lip air inlet upstream of a leading edge of said wing, with reference to the direction of an external air flow along said longitudinal axis, further having a trailing edge whose extension according to said longitudinal axis is defined by a first transverse plane situated upstream of a determined point of the leading edge of the wing situated vertically from the longitudinal axis and a second transverse plane located downstream from the first, said edge of leak joining the second transverse plane at a high point substantially vertically above the longitudinal axis, so as to define at least one solid upper part of the nacelle extending downstream of the first transverse plane substantially symmetrical about a vertical axial plane, characterized in that the second transverse plane is positioned so that the straight line joining said top point of the trailing edge and said determined point of the leading edge of the the wing defines, with the longitudinal axis, an angle having a value at least equal to 45 °, preferably greater than 60 °.
Grâce à la position du point haut du bord de fuite reculée suivant les critères précités, la nacelle comporte une partie pleine haute à l’aval qui masque la veine de sortie des gaz au bord d’attaque de l’aile et empêche ainsi les remontées de surpression créées au bord d’attaque de l’aile. D’autre part, le fait que le bord de fuite remonte vers un premier plan plus en amont correspond à une limitation de cette partie pleine sur un secteur circonférentiel et limite ainsi les surfaces frottées et donc la traînée ainsi que la masse de la nacelle.Thanks to the position of the high point of the trailing edge moved back according to the aforementioned criteria, the nacelle has a solid upper part downstream which masks the gas outlet vein at the leading edge of the wing and thus prevents rising overpressure created at the leading edge of the wing. On the other hand, the fact that the trailing edge rises towards a foreground more upstream corresponds to a limitation of this solid part on a circumferential sector and thus limits the rubbed surfaces and therefore the drag as well as the mass of the nacelle.
Avantageusement, les parties pleines formées par l’extension longitudinale du bord de fuite en aval du premier plan transversal sont formées d’une paroi mince. Ceci limite la masse de la nacelle.Advantageously, the solid parts formed by the longitudinal extension of the trailing edge downstream of the first transverse plane are formed of a thin wall. This limits the mass of the nacelle.
De préférence, les parois extérieures et/ou intérieures de la nacelle présentent une continuité de tangente lorsqu’elles traversent le premier plan.Preferably, the outer and / or inner walls of the nacelle have tangent continuity when they pass through the first plane.
Avantageusement, l’extension longitudinale du bord de fuite de la nacelle, en aval du premier plan transversal, suit une loi continue de variation en fonction d’un azimut autour de l’axe longitudinal, entre la valeur zéro et une valeur maximale correspondant à la distance entre les deuxième et premier plans transversaux.Advantageously, the longitudinal extension of the trailing edge of the nacelle, downstream of the first transverse plane, follows a continuous law of variation as a function of an azimuth around the longitudinal axis, between the value zero and a maximum value corresponding to the distance between the second and first transverse planes.
Le bord de fuite peut être situé sensiblement dans le deuxième plan transversal pour un secteur d’amplitude en azimut non nulle autour dudit point haut.The trailing edge can be located substantially in the second transverse plane for a non-zero azimuth amplitude sector around said high point.
Le bord de fuite présente une symétrie d’ordre deux ou quatre autour de l’axe longitudinal, de manière à répartir des parties pleines en aval du premier plan transversal autour dudit axe.The trailing edge has a symmetry of order two or four around the longitudinal axis, so as to distribute the solid parts downstream from the first transverse plane around the said axis.
De préférence, les parties pleines formées par l’extension longitudinale du bord de fuite en aval du premier plan transversal sont réalisées d’une seule pièce avec au moins un tronçon de la nacelle en amont dudit premier plan.Preferably, the solid parts formed by the longitudinal extension of the trailing edge downstream of the first transverse plane are made in one piece with at least one section of the nacelle upstream of said first plane.
Brève description des figures :Brief description of the figures:
La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :The present invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the present invention will appear more clearly on reading the description of a nonlimiting example which follows, with reference to the appended drawings in which:
la figure 1 présente schématiquement en coupe longitudinale une turbomachine avec nacelle classique sous une aile selon l’art antérieur ;Figure 1 shows schematically in longitudinal section a turbomachine with conventional nacelle under a wing according to the prior art;
la figure 2 présente schématiquement en coupe longitudinale une turbomachine avec nacelle courte sous une aile selon l’art antérieur ;Figure 2 shows schematically in longitudinal section a turbomachine with short nacelle under a wing according to the prior art;
la figure 3 présente schématiquement en coupe longitudinale une turbomachine avec nacelle courte sous une aile selon un premier mode de réalisation de l’invention ;Figure 3 shows schematically in longitudinal section a turbomachine with short nacelle under a wing according to a first embodiment of the invention;
la figure 4 présente schématiquement en perspective la nacelle du mode de réalisation de la figure 3 ;Figure 4 shows schematically in perspective the nacelle of the embodiment of Figure 3;
la figure 5 représente les variations d’extension longitudinale du bord de fuite de la nacelle de la figure 3 ;FIG. 5 represents the variations in longitudinal extension of the trailing edge of the nacelle of FIG. 3;
la figure 6 représente une vue en perspective de la nacelle de la figure 3 installée sur un pylône sous l’aile ;Figure 6 shows a perspective view of the nacelle of Figure 3 installed on a pylon under the wing;
la figure 7 représente une vue latérale d’une première variante d’un autre mode de réalisation d’une nacelle selon l’invention ; et la figure 8 représente une vue latérale d’une deuxième variante d’un autre mode de réalisation d’une nacelle selon l’invention.Figure 7 shows a side view of a first variant of another embodiment of a nacelle according to the invention; and FIG. 8 represents a side view of a second variant of another embodiment of a nacelle according to the invention.
Description d’un mode de réalisation :Description of an embodiment:
Le procédé et ses variantes, décrits dans ce qui suit, permettent de réaliser une nacelle selon l’invention.The method and its variants, described below, make it possible to produce a nacelle according to the invention.
La conception d’une nacelle selon l’invention pour une turbomachine 1 placée devant une voilure d’avion telle que représentée sur les figures 1 et 2, déjà discutées, peut, par exemple, commencer par la conception de la forme d’une nacelle courte 14, optimisée pour minimiser les efforts de traînée et/ou de maître-couple, sans prendre en compte les problèmes de remontée de pression dus à l’aile.The design of a nacelle according to the invention for a turbomachine 1 placed in front of an airplane wing as shown in FIGS. 1 and 2, already discussed, can, for example, start with the design of the shape of a nacelle short 14, optimized to minimize drag and / or master-torque forces, without taking into account the pressure build-up problems due to the wing.
Sur l’exemple présenté, en référence aux figures 3 et 4, la partie arrière de la nacelle courte 14 est sensiblement de symétrie de révolution autour d’un axe longitudinal X qui est, ici, commun à la nacelle et au moteur de la turbomachine 1. Son bord de fuite 19 est ici lisse et forme un cercle dans un premier plan transversal P1, perpendiculaire à l’axe longitudinal X.In the example presented, with reference to FIGS. 3 and 4, the rear part of the short nacelle 14 is substantially of symmetry of revolution about a longitudinal axis X which is, here, common to the nacelle and to the engine of the turbomachine 1. Its trailing edge 19 is here smooth and forms a circle in a first transverse plane P1, perpendicular to the longitudinal axis X.
Dans ce document, les notions d’aval et d’amont sont définies par rapport au sens de l’écoulement principal circulant au travers de la turbomachine, suivant l’axe longitudinal X.In this document, the concepts of downstream and upstream are defined with respect to the direction of the main flow flowing through the turbomachine, along the longitudinal axis X.
La turbomachine est suspendue à un pylône 2 partant du dessous de l’aile 3.The turbomachine is suspended from a pylon 2 extending from below the wing 3.
Sur l’exemple présenté à la figure 3, cette conception aboutit à la conception d’une première forme de nacelle courte 14 correspondant à celle déjà représentée sur la figure 2, s’étendant longitudinalement entre une extrémité amont définissant l’entrée d’air de la turbomachine et son bord de fuite 19. Comme représenté sur la figure 2, la droite passant par le point haut 20 du bord de fuite et le point 61 du bord d’attaque 6 de l’aile à la verticale de l’axe longitudinal X, fait un angle aigu β avec ce dernier. Le premier plan transversal P1 délimitant l’extrémité aval de la nacelle 14 est donc trop en an amont du bord d’attaque de l’aile et, donc, la nacelle courte 14 correspondant à cette première forme ne protège pas la veine secondaire de remontées de surpressions à partir du bord d’attaque 6.In the example presented in FIG. 3, this design results in the design of a first form of short nacelle 14 corresponding to that already represented in FIG. 2, extending longitudinally between an upstream end defining the air inlet of the turbomachine and its trailing edge 19. As shown in FIG. 2, the straight line passing through the high point 20 of the trailing edge and the point 61 of the leading edge 6 of the wing vertical to the axis longitudinal X, makes an acute angle β with the latter. The first transverse plane P1 delimiting the downstream end of the nacelle 14 is therefore too far upstream from the leading edge of the wing and, therefore, the short nacelle 14 corresponding to this first shape does not protect the secondary vein from rising overpressures from the leading edge 6.
Comme visible sur les figures 3 et 4, une deuxième forme de nacelle 24 est définie. Cette deuxième forme de nacelle 24 correspond à la combinaison de la première forme de nacelle courte 14 avec un prolongement jusqu’à un deuxième plan transversal P2, situé à une distance L en aval du premier plan P1 suivant l’axe longitudinal X. La forme du prolongement est faite avec une continuité de pente au bord de fuite 19, par rapport à la forme de la nacelle courte 14. Sur l’exemple, la forme de la nacelle courte 19 étant de révolution autour de l’axe longitudinal X à proximité du bord de fuite 19, le prolongement a une forme tronconique ayant pour génératrice l’axe longitudinal X, et convergente vers l’aval. Le bord de fuite 29 de la deuxième forme de nacelle 24 est lisse et forme un cercle dans le deuxième plan transversal P2.As shown in Figures 3 and 4, a second form of nacelle 24 is defined. This second form of nacelle 24 corresponds to the combination of the first form of short nacelle 14 with an extension to a second transverse plane P2, located at a distance L downstream from the first plane P1 along the longitudinal axis X. The form the extension is made with a slope continuity at the trailing edge 19, with respect to the shape of the short nacelle 14. In the example, the shape of the short nacelle 19 being of revolution around the longitudinal axis X nearby from the trailing edge 19, the extension has a frustoconical shape having as generator the longitudinal axis X, and converging downstream. The trailing edge 29 of the second form of nacelle 24 is smooth and forms a circle in the second transverse plane P2.
Dans une variante plus générale, on peut définir la deuxième forme de nacelle 24 en aval du premier plan transversal P1 comme une paroi mince à l’aide des paramètres complémentaires suivants une loi R(0, x) définissant une forme prolongeant en continuité la partie principale et de révolution autour de l’axe longitudinal en fonction de l’abscisse x sur l’axe longitudinal X et de l’azimut Θ autour dudit axe X.In a more general variant, the second form of nacelle 24 can be defined downstream of the first transverse plane P1 as a thin wall using the additional parameters following a law R (0, x) defining a shape extending in continuity the part main and of revolution around the longitudinal axis as a function of the abscissa x on the longitudinal axis X and the azimuth Θ around said axis X.
L’azimut Θ autour de l’axe longitudinal X peut, par exemple, être défini comme l’angle d’inclinaison θ que fait un demi-plan tournant autour de l’axe longitudinal X avec une droite partant dudit axe X vers le haut et rencontrant le point haut 30 du bord de fuite 29. En référence à la figure 4, en orientant l’axe longitudinal X de l’amont vers l’aval, l’azimut Θ prend donc respectivement les valeurs 0°, 90°, 180; 270° lorsque le demiplan correspondant est vertical vers le haut 12H, horizontal vers la gauche 3H, vertical vers le bas 6H et horizontal vers la droite 9H.The azimuth Θ around the longitudinal axis X can, for example, be defined as the angle of inclination θ made by a half-plane rotating around the longitudinal axis X with a straight line starting from said axis X upwards and meeting the high point 30 of the trailing edge 29. With reference to FIG. 4, by orienting the longitudinal axis X from upstream to downstream, the azimuth Θ therefore takes respectively the values 0 °, 90 °, 180; 270 ° when the corresponding half-plane is vertical upwards 12H, horizontal to the left 3H, vertical downwards 6H and horizontal to the right 9H.
De manière encore plus générale, on effectue de préférence une extension en assurant une continuité de tangente avec au moins l’une des parois, intérieure ou extérieure, de la forme de nacelle courte 14 au niveau du bord de fuite 19.Even more generally, an extension is preferably carried out while ensuring tangent continuity with at least one of the walls, internal or external, of the form of short nacelle 14 at the trailing edge 19.
On peut ensuite, éventuellement, ajouter des paramètres complémentaires pour concevoir la forme de la nacelle 34 selon l’invention.It is then possible, if necessary, to add additional parameters to design the shape of the nacelle 34 according to the invention.
On définit alors, par exemple, une première valeur Θ1 et une deuxième valeur Θ2 supérieure à la première, les deux valeurs étant inférieures à 90°.We then define, for example, a first value Θ1 and a second value Θ2 greater than the first, the two values being less than 90 °.
La forme de la nacelle 34 selon l’invention peut alors être déterminée, par exemple, en découpant dans la deuxième forme de nacelle 24 un bord de fuite 39 :The shape of the nacelle 34 according to the invention can then be determined, for example, by cutting in the second form of nacelle 24 a trailing edge 39:
- qui correspond au bord de fuite 29 de la deuxième forme de nacelle 24 dans le deuxième plan P2, à l’intérieur d’un secteur angulaire centré autour du point haut 30 du bord de fuite 29, compris entre les demi-plans d’azimut Θ1 et 360°-Θ1 ;- Which corresponds to the trailing edge 29 of the second form of nacelle 24 in the second plane P2, inside an angular sector centered around the high point 30 of the trailing edge 29, between the half-planes of azimuth Θ1 and 360 ° -Θ1;
- qui correspond au bord de fuite 19 la première forme de nacelle 14 dans le premier plan P1, à l’intérieur d’un secteur angulaire centré autour du demi-plan vertical vers le bas 6H, compris entre les demi-plans d’azimut Θ2 et 360°-Θ2 ;- which corresponds to the trailing edge 19 the first form of nacelle 14 in the first plane P1, inside an angular sector centered around the vertical half-plane downwards 6H, comprised between the azimuth half-planes Θ2 and 360 ° -Θ2;
- qui forme une ligne de raccord continue suivant la deuxième forme 24 de nacelle entre les deux bords de fuite 29, 19 pour un azimut Θ allant de Θ1 à Θ2 dans un premier secteur angulaire intermédiaire et allant de 360°-Θ1 à 360°-Θ2 pour le deuxième secteur angulaire intermédiaire.- which forms a continuous connection line according to the second form 24 of the nacelle between the two trailing edges 29, 19 for an azimuth Θ going from Θ1 to Θ2 in a first intermediate angular sector and going from 360 ° -Θ1 to 360 ° - Θ2 for the second intermediate angular sector.
La forme de la nacelle 34 selon l’invention peut alors, par exemple, être déterminée par la deuxième forme de nacelle 24 en s’arrêtant vers l’aval au bord de fuite 39.The shape of the nacelle 34 according to the invention can then, for example, be determined by the second form of nacelle 24 by stopping downstream at the trailing edge 39.
En repérant l’éloignement H suivant l’axe du bord de fuite 39 de la nacelle 34 par rapport à celui 19 de la nacelle courte 14 en fonction de l’azimut Θ, on obtient la courbe Η(θ), illustrée sur la figure 5, pour laquelle H prend la valeur L de la distance entre les premier P1 et deuxième P2 plans transversaux lorsque Θ se trouve dans les intervalles [0, Θ1] et [360°-Θ1, 360°], et prend la valeur zéro lorsqueΘ se trouve dans l’intervalle [Θ2, 36Ο°-Θ2],By locating the distance H along the axis of the trailing edge 39 of the nacelle 34 relative to that 19 of the short nacelle 14 as a function of the azimuth Θ, we obtain the curve Η (obtient), illustrated in the figure 5, for which H takes the value L of the distance between the first P1 and second P2 transverse planes when Θ is in the intervals [0, Θ1] and [360 ° -Θ1, 360 °], and takes the value zero whenΘ is in the interval [Θ2, 36Ο ° -Θ2],
De préférence, le bord de fuite dans les secteurs angulaires intermédiaires suit une ligne lisse avec continuité de tangente entre le bord de fuite 19 de la nacelle courte 14 et celui 29 de la deuxième forme de nacelle 24.Preferably, the trailing edge in the intermediate angular sectors follows a smooth line with tangent continuity between the trailing edge 19 of the short nacelle 14 and that 29 of the second form of nacelle 24.
De préférence également, la forme de nacelle 34 selon l’invention est symétrique par rapport au plan vertical passant par l’axe longitudinal X.Preferably also, the form of nacelle 34 according to the invention is symmetrical with respect to the vertical plane passing through the longitudinal axis X.
La forme de nacelle 34 selon l’invention forme donc une « casquette », ou partie pleine supérieure 31, prolongeant de manière continue la nacelle courte 14 sur la longueur L dans un secteur angulaire entourant le point haut 30 du bord de fuite 39.The nacelle shape 34 according to the invention therefore forms a "cap", or upper solid part 31, continuously extending the short nacelle 14 over the length L in an angular sector surrounding the high point 30 of the trailing edge 39.
La distance L est adaptée entre les premier P1 et deuxième P1 plans transversaux, sur laquelle on peut effectuer l’allongement de la nacelle courte dans l’idée d’obtenir une nacelle fictive N3. De préférence, on adapte également l’angle Θ2 définissant la valeur du secteur angulaire de la casquette 31.The distance L is adapted between the first P1 and second P1 transverse planes, on which it is possible to extend the short nacelle with the idea of obtaining a fictional n3 nacelle. Preferably, the angle Θ2 defining the value of the angular sector of the cap 31 is also adapted.
La position du deuxième plan transversal P2, fixant la distance L, est déterminée de telle sorte que la partie du bord de fuite 39 située à la verticale au-dessus de l’axe longitudinal X empêche la propagation vers la veine secondaire 18 de la zone de surpression s’étendant à partir du bord d’attaque 6.The position of the second transverse plane P2, fixing the distance L, is determined so that the part of the trailing edge 39 situated vertically above the longitudinal axis X prevents propagation towards the secondary vein 18 of the zone overpressure extending from the leading edge 6.
Selon un procédés de conception parmi plusieurs procédés possibles, la position du deuxième plan transversal P2 peut, par exemple, être déterminée de la manière suivante. On définit une droite D joignant l’axe longitudinal X au point haut 30 du bord de fuite 29, à la verticale dudit axe X, et passant le point 61 du bord d’attaque 6 de l’aile qui se situe aussi verticalement au-dessus dudit axe X. Cette droite D fait un angle a avec l’axe longitudinal X. II a été estimé par les inventeurs, notamment en s’appuyant sur l’expérience de nacelles plus classiques, comme celle 4 présentée à la figure 1, que l’angle a doit être supérieur à 45° pour éviter les remontées de pression dans la veine secondaire 18. Comme généralement, la conception de la nacelle courte 14 aboutit à un angle β, défini comme l’angle a pour le bord de fuite 9 et représenté sur la figure 2, nettement inférieur à 45°, cela correspond bien à in allongement de la nacelle courteAccording to one of several possible design methods, the position of the second transverse plane P2 can, for example, be determined in the following manner. A straight line D is defined joining the longitudinal axis X to the top point 30 of the trailing edge 29, vertical to said axis X, and passing point 61 of the leading edge 6 of the wing which is also situated vertically au- above said axis X. This straight line D makes an angle a with the longitudinal axis X. It has been estimated by the inventors, in particular by relying on the experience of more conventional nacelles, such as that 4 presented in FIG. 1, that the angle a must be greater than 45 ° to avoid pressure build-up in the secondary vein 18. As generally, the design of the short nacelle 14 results in an angle β, defined as the angle a for the trailing edge 9 and shown in FIG. 2, markedly less than 45 °, this corresponds well to an elongation of the short nacelle
14.14.
La valeur de l’angle a peut dépendre de la configuration, notamment de l’écartement vertical entre la nacelle 34 et l’aile 3. On peut utiliser des valeurs plus élevées, supérieures à 60°, tout en restant de préférence irférieures sensiblement à 90° car, alors, le bord de fuite 29 de la deuxième forme de nacelle 24 se situe sensiblement sous le bord d’attaque de l’aile.The value of the angle a may depend on the configuration, in particular on the vertical spacing between the nacelle 34 and the wing 3. It is possible to use higher values, greater than 60 °, while preferably remaining substantially less than 90 ° because, then, the trailing edge 29 of the second form of nacelle 24 is situated substantially under the leading edge of the wing.
On notera ici que la deuxième forme de nacelle 24 peut avoir sensiblement la même extension qu’une nacelle conventionnelle 4, telle qu’illustrée sur la figure 1, mais que leurs formes n’ont pas de raisons d’être identiques. En effet, la nacelle conventionnelle 4 correspondra à une conception optimisée pour sa longueur, alors que la deuxième forme de nacelle 24 correspond à une extension continue de la nacelle courte 14.It will be noted here that the second form of nacelle 24 may have substantially the same extension as a conventional nacelle 4, as illustrated in FIG. 1, but that their forms have no reason to be identical. Indeed, the conventional nacelle 4 will correspond to a design optimized for its length, while the second form of nacelle 24 corresponds to a continuous extension of the short nacelle 14.
De manière alternative, la position du deuxième plan transversal P2 peut être déterminée en effectuant des calculs numériques en testant plusieurs allongements L et en constatant pour quelle valeur d’allongement la deuxième forme 24 de nacelle empêche les remontées de pression créées au bord d’attaque 6 de l’aile 3.Alternatively, the position of the second transverse plane P2 can be determined by performing numerical calculations by testing several elongations L and noting for what elongation value the second form 24 of the nacelle prevents the pressure increases created at the leading edge 6 of wing 3.
L’angle Θ2 définissant la valeur du secteur angulaire à l’intérieur duquel s’effectue l’allongement de la nacelle courte 14 peut être défini arbitrairement pour une valeur sensiblement égale à 45°, ou défini par mécanique cbs fluides numérique, MFN (plus communément siglée CFD pour « computational fluid dynamics »).The angle Θ2 defining the value of the angular sector within which the elongation of the short nacelle 14 takes place can be arbitrarily defined for a value substantially equal to 45 °, or defined by mechanical cbs digital fluids, MFN (more commonly known as CFD for "computational fluid dynamics").
La mécanique des fluides numérique (MFN) est une méthode mathématique bien connue en soi, qui consiste à étudier les mouvements d'un fluide, ou leurs effets, par la résolution numérique des équations régissant ledit fluide. II s’agit de choisir des approximations (classiquement le résultat d'un compromis entre les besoins de représentation physique par rapport aux ressources de calcul ou de modélisation disponibles) pour résoudre un ensemble d’équations. Les équations résolues peuvent être toutes sortes d’équations relatives à la dynamique des fluides, telles que les équations d'Euler ou les équations de Navier-Stokes, par exemple.Digital fluid mechanics (MFN) is a mathematical method well known in itself, which consists in studying the movements of a fluid, or their effects, by the numerical resolution of the equations governing said fluid. It is a question of choosing approximations (conventionally the result of a compromise between the needs of physical representation in relation to the available computing or modeling resources) to solve a set of equations. The solved equations can be all kinds of equations relating to fluid dynamics, such as the Euler equations or the Navier-Stokes equations, for example.
L’angle Θ1, déterminant l’extension du secteur angulaire à l’intérieur duquel le bord de fuite 39 de la troisième forme de nacelle 34 se trouve alors dans le deuxième plan transversal P2, peut être défini directement à partir de l’angle Θ2 en déterminant, par exemple suivant des considérations aérodynamiques et/ou de matériaux, une valeur raisonnable de la distance à utiliser pour effectuer une transition douce entre les deux positions du bord de fuite 39. La valeur de cette différence Θ2- Θ1 peut être de l’ordre de quinze degrés (classiquement déterminée par CFD).The angle Θ1, determining the extension of the angular sector inside which the trailing edge 39 of the third form of nacelle 34 is then in the second transverse plane P2, can be defined directly from the angle Θ2 by determining, for example according to aerodynamic and / or material considerations, a reasonable value of the distance to be used to make a smooth transition between the two positions of the trailing edge 39. The value of this difference Θ2- Θ1 can be l 'order of fifteen degrees (conventionally determined by CFD).
La valeur de l’angle Θ2 peut aussi, par exemple, être affinée en effectuant des calculs numériques pour chercher la valeur minimale de l’angle Θ2 nécessaire pour empêcher les remontées de pressions, en maintenant l’extension Θ2- Θ1 des secteurs angulaires de transition. On peut arriver ainsi à minimiser la largeur du secteur angulaire de l’allongement à une valeur inférieure à 45°. On minimise ainsi les pertes de frottement dues à la surface de la casquette 31.The value of the angle Θ2 can also, for example, be refined by performing numerical calculations to find the minimum value of the angle Θ2 necessary to prevent pressure build-up, by maintaining the extension Θ2- Θ1 of the angular sectors of transition. It is thus possible to minimize the width of the angular sector of the extension to a value less than 45 °. This minimizes the friction losses due to the surface of the cap 31.
Lorsque la forme 34 de la nacelle a été définie selon un procédé choisi, (par exemple le procédé décrit ci-dessus) il reste à fabriquer ladite nacelle 34. Avantageusement, cette nacelle est réalisée en matériaux composites. Avantageusement également, les parties pleines telles que la casquette 31 formées par l’extension longitudinale du bord de fuite 39 en aval du premier plan transversal P1 sont réalisées d’une seule pièce avec au moins un tronçon de la nacelle en amont dudit premier plan P1.When the shape 34 of the nacelle has been defined according to a chosen method (for example the method described above) it remains to manufacture said nacelle 34. Advantageously, this nacelle is made of composite materials. Advantageously also, the solid parts such as the cap 31 formed by the longitudinal extension of the trailing edge 39 downstream of the first transverse plane P1 are produced in one piece with at least one section of the nacelle upstream of said first plane P1 .
Il convient de noter ici que, notamment pour limiter les problèmes de bruit en sortie de la veine secondaire, le bord de fuite 39 de la nacelle peut être équipé de chevrons ou autres dispositifs, qui forment des ondulations notamment en termes d’élongation suivant l’axe longitudinal. Dans ce cas, la ligne de bord de fuite lisse 39 détermine la ligne à partir de laquelle ces dispositifs sont installés. Dans ce cas, le bord de fuite matérialisé par les chevrons passe par des creux dont les sommets se situent sur la ligne de bord de fuite lisse 39 déterminée précédemment.It should be noted here that, in particular to limit the noise problems at the outlet of the secondary vein, the trailing edge 39 of the nacelle can be fitted with rafters or other devices, which form undulations in particular in terms of elongation according to the 'longitudinal axis. In this case, the smooth trailing edge line 39 determines the line from which these devices are installed. In this case, the trailing edge materialized by the rafters passes through hollows, the vertices of which lie on the smooth trailing edge line 39 determined previously.
Il est également évident que la nacelle 34 effectivement réalisée selon un procédé quelconque, tient compte de son intégration autour du pylône 2 de suspension. Sa forme est donc découpée pour s’adapter au pylône 2, comme illustré sur la figure 6.It is also obvious that the nacelle 34 actually produced according to any method, takes account of its integration around the suspension pylon 2. Its shape is therefore cut to fit pylon 2, as shown in Figure 6.
Dans une variante du procédé décrit ci-dessus, la définition des parties de la deuxième forme de nacelle 24 utilisées pour prolonger la nacelle courte 14, comprend une partie consistant à découper entre les premier P1 et deuxième P2 plans transversaux une « casquette » symétrique de la première 31 par rapport à un plan horizontal passant par l’axe longitudinal. Cette « casquette » s’étend donc dans un secteur angulaire compris entre les angles 180°-Θ2 et 180°+ Θ2, autour du point bas du bord de fuite de la nacelle N3.In a variant of the method described above, the definition of the parts of the second form of nacelle 24 used to extend the short nacelle 14 includes a part consisting in cutting between the first P1 and second P2 transverse planes a symmetrical "cap" of the first 31 relative to a horizontal plane passing through the longitudinal axis. This "cap" therefore extends in an angular sector between the angles 180 ° -Θ2 and 180 ° + Θ2, around the low point of the trailing edge of the nacelle N3.
Cette deuxième casquette, qui n’est pas représentée sur les figures, est introduite pour mieux canaliser le jet de flux secondaire à la sortie de la tuyère formée par la nacelle et le corps central. Elle rétablit une symétrie autour de l’axe longitudinal pour la veine secondaire. Lorsque l’angle Θ2 définissant l’extension angulaire des casquettes est inférieur à 45°, cela permet de définir une naœlle protégeant correctement des remontées de pression tout en conservant les avantages de la nacelle courte sur plus de la moitié de sa circonférence.This second cap, which is not shown in the figures, is introduced to better channel the secondary flow jet at the outlet of the nozzle formed by the nacelle and the central body. It restores symmetry around the longitudinal axis for the secondary vein. When the angle Θ2 defining the angular extension of the caps is less than 45 °, this makes it possible to define a nipple correctly protecting against pressure increases while retaining the advantages of the short nacelle over more than half of its circumference.
Par ailleurs, si l’extension du secteur angulaire contenant la casquette définie est suffisamment faible, on peut également reproduire cette « casquette » autour des angles 90° et 270°, de manière à augmenter la syméitie de la veine secondaire en sortie.Furthermore, if the extension of the angular sector containing the defined cap is sufficiently small, this “cap” can also be reproduced around the 90 ° and 270 ° angles, so as to increase the symmetry of the secondary vein at the outlet.
Dans un autre exemple, on peut supprimer la référence à l’angle Θ1. On définit la forme du bord de fuite sur l’ensemble de l’intervalle [0°, 360° par une fonction continue lisse Η(θ) prenant ses valeurs entre 0 et L, et prenant la valeur L pour 0=0°.In another example, we can delete the reference to the angle Θ1. We define the shape of the trailing edge over the entire interval [0 °, 360 ° by a smooth continuous function Η (θ) taking its values between 0 and L, and taking the value L for 0 = 0 °.
Dans ce cas, la fonction étant prédéterminée, l’optimisation de paramètres se résume au choix de la longueur L d’allongement vers l’aval de la nacelle courte 14.In this case, the function being predetermined, the optimization of parameters comes down to the choice of the length L of extension towards the downstream of the short nacelle 14.
Dans une première variante, on choisit par exemple une fonction :In a first variant, for example, a function is chosen:
Η(θ) = (X2-X1) x (1 -cos(0)2)Η (θ) = (X2-X1) x (1 -cos (0) 2 )
On peut ainsi obtenir une forme de la partie aval de la nacelle symétrique autour d’un plan médian horizontal, comme illustré sur la figure 7, qui présente une casquette supérieure 31 et une casquette inférieure 32. La symétrie entre les deux casquettes 31, 32 permet de mieux canaliser le flux en sortie de la nacelle, comme évoqué précédemment.It is thus possible to obtain a shape of the downstream part of the nacelle symmetrical around a horizontal median plane, as illustrated in FIG. 7, which has an upper cap 31 and a lower cap 32. The symmetry between the two caps 31, 32 allows to better channel the flow leaving the nacelle, as mentioned above.
Dans une autre variante, on choisit par exemple une fonction :In another variant, a function is chosen for example:
Η(θ) = (X2-X1) x (1 -cos(20)2)Η (θ) = (X2-X1) x (1 -cos (20) 2 )
On peut ainsi obtenir une forme de la partie aval de la nacelle symétrique ayant une symétrie d’ordre quatre autour de l’axe longitudinal, comme illustré sur la figure 8. Outre les casquettes supérieures 31 et inférieure 32, les casquettes latérales ainsi formées dont une 33 est représentée, améliorent encore la canalisation du flux sortant de la veine secondaire.It is thus possible to obtain a shape of the downstream part of the symmetrical nacelle having a symmetry of order four around the longitudinal axis, as illustrated in FIG. 8. In addition to the upper caps 31 and lower 32, the lateral caps thus formed, of which a 33 is shown, further improving the channeling of the flow leaving the secondary vein.
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- 2017-05-05 FR FR1753991A patent/FR3065944B1/en active Active
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Legal Events
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Effective date: 20181109 |
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