FR3105967A1 - Aircraft tail comprising a control surface and pressurization fins for this control surface - Google Patents
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Abstract
L’invention se rapporte à un empennage vertical (5) d’aéronef (1), du type comprenant une dérive (6) et une gouverne de symétrie (7), cet empennage (5) comprenant, sur des surfaces latérales de la dérive (6), des ailettes (20) configurées pour améliorer l’alimentation en air de la gouverne (7) en phase d’atterrissage, en particulier de manière à pallier le défaut de pressurisation résultant d’une inversion de poussée produite par des inverseurs (8, 9) situés en amont de cet empennage (5). Figure pour l’abrégé : Fig. 6The invention relates to a vertical stabilizer (5) of an aircraft (1), of the type comprising a fin (6) and a rudder of symmetry (7), this tail (5) comprising, on side surfaces of the fin (6), fins (20) configured to improve the air supply to the control surface (7) during the landing phase, in particular so as to alleviate the pressurization defect resulting from a thrust reversal produced by reversers (8, 9) located upstream of this tail (5). Figure for the abstract: Fig. 6
Description
L’invention se rapporte au domaine des empennages pour aéronef.The invention relates to the field of empennages for aircraft.
L’invention présente un intérêt particulier lorsque l’aéronef est équipé d’inverseurs de poussée en partie arrière du fuselage, à proximité de l’empennage.The invention is of particular interest when the aircraft is equipped with thrust reversers in the rear part of the fuselage, close to the empennage.
État de la technique antérieureState of the prior art
Il est représenté à la figure1 un avion1 d’affaires conventionnel s’étendant le long d’un axe longitudinalA1. Cet avion1 comprend un fuselage2, deux ensembles propulsifs3 montés en partie arrière du fuselage2 (un seul ensemble propulsif étant visible à la figure1), un empennage horizontal4 et un empennage vertical5. L’empennage vertical5 comprend une partie fixe6, aussi appelée dérive, et une partie mobile7, aussi appelée gouverne de direction ou de symétrie. La dérive6 est destinée à stabiliser l’avion1 autour d’un axe de lacetA2, notamment afin de maintenir l’axe longitudinalA1 parallèle à l’axe de la piste en phase d’atterrissage en cas de vent de travers (voir ci-après). La gouverne de symétrie7 est destinée à contrôler le moment de l’avion1 autour de l’axe de lacetA2, notamment pour pouvoir maintenir l’axe longitudinalA1 parallèle à l’axe de la piste en phase d’atterrissage.Shown in Figure 1 is a conventional business aircraft extending along a longitudinal axis A1. This aircraft1 comprises a fuselage2, two propulsion units3 mounted in the rear part of the fuselage2 (only one propulsion unit being visible in figure1), a horizontal tailplane4 and a vertical tailplane5. The vertical stabilizer5 includes a fixed part6, also called fin, and a mobile part7, also called rudder or symmetry. The vertical stabilizer6 is intended to stabilize the aircraft1 around a yaw axisA2, in particular in order to keep the longitudinal axisA1 parallel to the axis of the runway during the landing phase in the event of a crosswind (see below) . The symmetry control surface7 is intended to control the moment of the airplane1 around the yaw axisA2, in particular to be able to maintain the longitudinal axisA1 parallel to the axis of the runway during the landing phase.
Chacun des ensembles propulsifs3 comprend un inverseur de poussée ayant une porte supérieure8 et une porte inférieure9. A la figure1, les ensembles propulsifs3 sont dans une configuration de poussée directe dans laquelle les portes8 et9 sont fermées de manière à obturer des ouvertures d’inversion respectives (non représentées sur cette figure).Each of the propulsion units3 includes a thrust reverser having an upper door8 and a lower door9. In figure 1, the propulsion units 3 are in a direct thrust configuration in which the doors 8 and 9 are closed so as to close respective reversal openings (not shown in this figure).
La figure2 représente schématiquement les deux ensembles propulsifs (respectivement référencés3A et3B) ainsi que l’empennage vertical5 par rapport audit axe longitudinalA1 et à un vent relatifA3. Le vent relatifA3 est le vent généré par la somme du déplacement de l’avion1 et du vent. A la figure2, les ensembles propulsifs3A et3B sont dans une configuration d’inversion de poussée dans laquelle lesdites portes (non représentées sur cette figure) sont ouvertes de manière à libérer les ouvertures d’inversion correspondantes, à savoir une ouverture d’inversion supérieure10A associée à la porte supérieure de l’inverseur de l’ensemble propulsif3A et une ouverture d’inversion supérieure10B associée à la porte supérieure de l’inverseur de l’ensemble propulsif3B.Figure 2 schematically represents the two propulsion units (respectively referenced 3A and 3B) as well as the vertical stabilizer5 in relation to said longitudinal axis A1 and to a relative wind A3. The relative windA3 is the wind generated by the sum of the displacement of the aircraft1 and the wind. In Figure 2, the propulsion units 3A and 3B are in a thrust reversal configuration in which said doors (not shown in this figure) are open so as to release the corresponding reversing openings, namely an associated upper reversing opening 10A to the upper powertrain reverser door 3A and an upper reversing opening 10B associated with the upper powertrain reverser door 3B.
De manière connue en soi, les portes des ensembles propulsifs3A et3B en configuration d’inversion de poussée sont configurées pour rediriger dans un sens amontA4 une partie de l’air sortant des ensembles propulsifs3A et3B par les ouvertures d’inversion10A/10B.In a manner known per se, the doors of the propulsion units 3A and 3B in the thrust reversal configuration are configured to redirect in an upstream direction A4 part of the air exiting the propulsion units 3A and 3B through the reversing openings 10A/10B.
La figure2 illustre une situation d’atterrissage par vent de travers, entraînant un déplacement de l’avion1 autour de l’axe de lacetA2 de sorte que son axe longitudinalA1 forme un angleB1 avec la direction du vent relatifA3.Figure 2 illustrates a crosswind landing situation, causing the aircraft1 to move around the yaw axisA2 so that its longitudinal axisA1 forms an angleB1 with the relative wind directionA3.
Dans ces conditions, l’empennage vertical5 est susceptible d’être soumis à des courants d’air asymétriques, compte tenu notamment des trajectoires respectives des écoulements d’air sortant des ensembles propulsifs3A et3B par les ouvertures d’inversion supérieures10A et10B.Under these conditions, the vertical stabilizer5 is likely to be subjected to asymmetric air currents, taking into account in particular the respective trajectories of the air flows leaving the propulsion units 3A and 3B through the upper reversing openings 10A and 10B.
En effet, une partie de l’air sortant de l’ensemble propulsif3B, par l’ouverture d’inversion supérieure10B, s’écoule typiquement selon une trajectoire11B passant par une régionC1 s’étendant le long de l’une des faces de l’empennage vertical5 située du côté de cet ensemble propulsif3B. Une partie de l’air sortant de l’ensemble propulsif3A, par l’ouverture d’inversion supérieure10A, s’écoule typiquement selon une trajectoire11A contournant la dérive6 et traversant également la régionC1. Du côté de l’ensemble propulsif3A, une régionC2 s’étendant le long de l’autre face de l’empennage vertical 5 se retrouve ainsi sous-alimentée en air.Indeed, part of the air leaving the propulsion assembly 3B, through the upper reversing opening 10B, typically flows along a trajectory 11B passing through a region C1 extending along one of the faces of the vertical stabilizer5 located on the side of this propulsion unit3B. Part of the air leaving the propulsion unit 3A, through the upper reversing opening 10A, typically flows along a trajectory 11A bypassing the fin6 and also crossing region C1. On the side of the propulsion unit 3A, a region C2 extending along the other face of the vertical stabilizer 5 thus finds itself undersupplied with air.
Indépendamment de tels écoulements asymétriques, la configuration d’inversion de poussée entraîne un masquage d’une zone située en aval des ensembles propulsifs3 et une réduction des vitesses d’écoulement d’air et de la pression dynamique dans la zone ainsi masquée. Une zone masquéeC3 typique est représenté à la figure3, dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinalA1. La zoneC3 s’étend latéralement jusqu’à l’empennage vertical5.Independently of such asymmetric flows, the reverse thrust configuration leads to masking of an area located downstream of the propulsion assemblies3 and a reduction in air flow velocities and dynamic pressure in the area thus masked. A typical masked area C3 is shown in Figure 3, in a plane perpendicular to the longitudinal axis A1. Zone C3 extends laterally to the vertical stabilizer5.
Dans de telles conditions, en référence à la figure4, l’air forme des lignes de courantD1 alimentant majoritairement une zone supérieureE1 de la gouverne7. Les molécules d’air présentent au niveau d’une zone inférieureE2 de la gouverne7 tendent à se déplacer vers les zones dans lesquelles les vitesses sont plus importantes, en formant des écoulements ascendantsD2 qui rejoignent les lignes de courantD1 pour atteindre finalement la zone supérieureE1 de la gouverne7.Under such conditions, with reference to figure 4, the air forms streamlines D1 supplying mainly an upper zone E1 of the control surface7. The air molecules present at the level of a lower zone E2 of the control surface7 tend to move towards the zones in which the speeds are higher, by forming ascending flows D2 which join the streamlines D1 to finally reach the upper zone E1 of the control surface. governs7.
La gouverne7 ainsi déventée au niveau de sa zone inférieureE2 et/ou au niveau de la région latéraleC2 présente une efficacité réduite susceptible d’entraîner une perte de contrôlabilité de l’avion1 et potentiellement une sortie de piste.The control surface7 thus vented at the level of its lower zoneE2 and/or at the level of the lateral regionC2 has reduced effectiveness likely to lead to a loss of controllability of the airplane1 and potentially a runway excursion.
Un but de l’invention est de fournir un empennage permettant d’améliorer la contrôlabilité d’un aéronef équipé d’inverseurs de poussée à proximité de l’empennage, lorsque les inverseurs sont en configuration d’inversion de poussée, notamment en cas de vent de travers.An object of the invention is to provide a tail unit making it possible to improve the controllability of an aircraft equipped with thrust reversers near the tail unit, when the reversers are in the thrust reversal configuration, in particular in the event of crosswind.
Plus généralement, l’invention vise à procurer un empennage permettant de mieux répartir les écoulements d’air lors de l’atterrissage de l’aéronef.More generally, the invention aims to provide a tail unit making it possible to better distribute the air flows during the landing of the aircraft.
A cet effet, l’invention a pour objet un empennage pour aéronef destiné à assurer la stabilité de cet aéronef autour d’un axe de lacet, l’empennage comprenant une partie fixe et une partie mobile, la partie fixe et la partie mobile s’étendant selon une direction verticale et comprenant chacune deux surfaces latérales destinées à être soumises à un écoulement d’un fluide exerçant sur celles-ci des forces horizontales, la partie mobile étant configurée pour pouvoir être orientée de manière à déplacer l’aéronef autour de l’axe de lacet sous l’action desdites forces horizontales.To this end, the subject of the invention is a tailplane for an aircraft intended to ensure the stability of this aircraft around a yaw axis, the tailplane comprising a fixed part and a mobile part, the fixed part and the mobile part s extending in a vertical direction and each comprising two lateral surfaces intended to be subjected to a flow of a fluid exerting thereon horizontal forces, the movable part being configured to be able to be oriented so as to move the aircraft around the yaw axis under the action of said horizontal forces.
Selon l’invention, l’empennage comprend deux ailettes, chaque ailette étant agencée au droit de l’une respective des surfaces latérales de la partie fixe et présentant une corde oblique ou perpendiculaire par rapport à la direction verticale, chaque ailette étant positionnée :
– verticalement, à une distance d’une emplanture de la partie fixe de l’empennage comprise entre quarante pour cent et soixante pour cent d’une hauteur maximale de la partie mobile de l’empennage et
– horizontalement, de sorte qu’un bord d’attaque de cette ailette soit à une distance d’une extrémité arrière de la partie fixe comprise entre une longueur de ladite corde et quarante pour cent d’une profondeur de cette partie fixe.According to the invention, the empennage comprises two fins, each fin being arranged in line with a respective one of the side surfaces of the fixed part and having an oblique or perpendicular chord with respect to the vertical direction, each fin being positioned:
– vertically, at a distance from a root of the fixed part of the tail unit of between forty percent and sixty percent of a maximum height of the mobile part of the tail unit and
– horizontally, so that a leading edge of this fin is at a distance from a rear end of the fixed part comprised between a length of said chord and forty percent of a depth of this fixed part.
Dans la présente description, il est entendu que chaque ailette présente un bord d’attaque, un bord de fuite, un intrados et un extrados.In the present description, it is understood that each fin has a leading edge, a trailing edge, an intrados and an extrados.
De manière conventionnelle, la corde d’une ailette est définie comme une droite joignant le bord d’attaque et le bord de fuite de cette ailette.Conventionally, the chord of a fin is defined as a straight line joining the leading edge and the trailing edge of this fin.
Une corde oblique ou perpendiculaire par rapport à la direction verticale, c’est-à-dire non parallèle à la direction verticale, a pour conséquence que l’intrados de l’ailette correspondante forme une surface apte à bloquer ou dévier un écoulement de fluide ayant au moins une composante orientée verticalement vers le haut.An oblique or perpendicular chord with respect to the vertical direction, that is to say not parallel to the vertical direction, has the consequence that the lower surface of the corresponding fin forms a surface capable of blocking or deviating a flow of fluid having at least one component oriented vertically upwards.
Lorsque l’empennage appartient à un aéronef comportant à proximité de celui-ci des inverseurs de poussée, c’est-à-dire typiquement lorsque les ensembles propulsifs sont montés en partie arrière du fuselage de cet aéronef, les ailettes permettent de mieux répartir les lignes de courant de manière à augmenter la pression de fluide appliquée sur une zone inférieure de la partie mobile de l’empennage en dépit du masquage de cette zone résultant de l’inversion de poussée.When the empennage belongs to an aircraft comprising near it thrust reversers, that is to say typically when the propulsion units are mounted in the rear part of the fuselage of this aircraft, the fins make it possible to better distribute the streamlines so as to increase the fluid pressure applied to a lower zone of the movable part of the empennage despite the masking of this zone resulting from the thrust reversal.
En effet, notamment lorsque les inverseurs sont en configuration d’inversion de poussée, les ailettes permettent de bloquer une partie du fluide s’écoulant longitudinalement vers l’arrière et verticalement vers le haut, c’est-à-dire d’une zone inférieure de la structure fixe vers une zone supérieure de la structure mobile. Cette partie du fluide, bloquée par l’intrados des ailettes, est dès lors réorientée vers la zone inférieure de la structure mobile.Indeed, in particular when the reversers are in thrust reversal configuration, the fins make it possible to block part of the fluid flowing longitudinally rearwards and vertically upwards, that is to say from a zone lower part of the fixed structure towards an upper zone of the mobile structure. This part of the fluid, blocked by the underside of the fins, is therefore redirected towards the lower zone of the mobile structure.
Il en résulte une meilleure répartition des forces horizontales sur les surfaces latérales de la partie mobile de l’empennage et par conséquent une amélioration de la contrôlabilité de l’aéronef en phase d’atterrissage, y compris par vent de travers.This results in a better distribution of the horizontal forces on the lateral surfaces of the mobile part of the empennage and consequently an improvement in the controllability of the aircraft in the landing phase, including in crosswinds.
Dans un mode de réalisation, chaque ailette peut comprendre une extrémité proximale et une extrémité distale toutes deux situées dans un même plan horizontal.In one embodiment, each fin may include a proximal end and a distal end both located in the same horizontal plane.
De préférence, chaque ailette peut présenter un angle d’incidence nul.Preferably, each fin can have a zero angle of incidence.
De manière conventionnelle, l’angle d’incidence est l’angle formé par la corde de l’ailette et un vecteur vitesse du vent relatif.Conventionally, the angle of incidence is the angle formed by the chord of the fin and a relative wind speed vector.
Dans un mode de réalisation, pour chaque ailette, la corde peut présenter une longueur comprise entre vingt-cinq pour cent et cent pour cent d’une profondeur moyenne de la partie mobile de l’empennage.In one embodiment, for each fin, the chord may have a length of between twenty-five percent and one hundred percent of an average depth of the mobile part of the empennage.
Dans un mode de réalisation, chaque ailette peut présenter une envergure comprise entre dix pour cent et quatre-vingt pour cent d’une profondeur moyenne de la partie mobile de l’empennage.In one embodiment, each fin may have a span comprised between ten percent and eighty percent of an average depth of the mobile part of the empennage.
De préférence, chaque ailette peut présenter un profil configuré pour minimiser la trainée.Preferably, each fin may have a profile configured to minimize drag.
Par exemple, chaque ailette peut présenter une ligne moyenne courbée de manière à minimiser la trainée produite par cette ailette.For example, each fin may have a curved middle line so as to minimize the drag produced by this fin.
L’invention a aussi pour objet un aéronef comprenant un tel empennage.The invention also relates to an aircraft comprising such an empennage.
L’empennage décrit ci-dessus est un empennage vertical puisque celui-ci est destiné à assurer la stabilité de l’aéronef autour de l’axe de lacet.The tailplane described above is a vertical tailplane since it is intended to ensure the stability of the aircraft around the yaw axis.
Bien entendu, l’aéronef peut comprendre à la fois un tel empennage vertical équipé desdites ailettes et un empennage horizontal destiné à assurer la stabilité de l’aéronef autour d’un axe de tangage.Of course, the aircraft can comprise both such a vertical stabilizer equipped with said fins and a horizontal stabilizer intended to ensure the stability of the aircraft around a pitch axis.
A cet égard, les ailettes n’ont aucunement vocation et ne contribuent pas significativement à stabiliser l’aéronef autour de l’axe de tangage.In this respect, the fins have no purpose and do not contribute significantly to stabilizing the aircraft around the pitch axis.
Dans un mode de réalisation, l’aéronef peut comprendre deux ensembles propulsifs montés en partie arrière d’un fuselage de cet aéronef, chacun de ces ensembles propulsifs comprenant un inverseur de poussée.In one embodiment, the aircraft may comprise two propulsion assemblies mounted in the rear part of a fuselage of this aircraft, each of these propulsion assemblies comprising a thrust reverser.
Plus précisément, ces ensembles propulsifs peuvent être montés de part et d’autre du fuselage, chacun en amont de l’une respective des ailettes, de sorte que chacune des ailettes ait une incidence sur les lignes de courant dans la zone de masquage produite par l’ensemble propulsif correspondant.More specifically, these propulsion assemblies can be mounted on either side of the fuselage, each upstream of a respective one of the fins, so that each of the fins has an impact on the streamlines in the masking zone produced by the corresponding propulsion unit.
De préférence, l’inverseur de poussée de ces ensembles propulsifs peut être un inverseur à portes.Preferably, the thrust reverser of these propulsion units can be a gate reverser.
D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.Other advantages and characteristics of the invention will appear on reading the detailed, non-limiting description which follows.
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :The following detailed description refers to the attached drawings in which:
Description détaillée de modes de réalisationDetailed description of embodiments
Les figures5 et6 montrent un aéronef1 conforme à l’invention.Figures 5 and 6 show an aircraft1 according to the invention.
Cet aéronef1 se distingue de celui des figures1 à4, décrites ci-dessus, essentiellement en ce que l’empennage vertical5 comprend deux ailettes20.This aircraft1 differs from that of figures 1 to 4, described above, essentially in that the vertical stabilizer5 comprises two fins20.
Les figures5 et suivantes comprennent un référentielZ1, Z2 etZ3 définissant respectivement des directions longitudinale, verticale et latérale.Figures 5 and following include a reference Z1, Z2 and Z3 respectively defining longitudinal, vertical and lateral directions.
La partie fixe6 et la partie mobile7 de l’empennage vertical5, c’est-à-dire la dérive et la gouverne de symétrie, s’étendent selon la direction verticaleZ2 tandis que l’empennage horizontal4 s’étend sensiblement selon la direction latéraleZ3.The fixed part6 and the mobile part7 of the vertical stabilizer5, i.e. the fin and the symmetry control surface, extend in the vertical direction Z2 while the horizontal stabilizer4 extends substantially in the lateral direction Z3.
De manière connue en soi, les empennages4 et5 sont dans cet exemple agencés enT, l’empennage horizontal4 étant positionné verticalement au sommet de l’empennage vertical5.In a manner known per se, the tailplanes 4 and 5 are in this example arranged in a T, the horizontal tailplane 4 being positioned vertically at the top of the vertical tailplane5.
La dérive6 et la gouverne7 comprennent chacune deux surfaces latérales.The fin6 and the control surface7 each comprise two lateral surfaces.
Les surfaces latérales de la dérive6 s’étendent dans les directions longitudinaleZ1 et verticaleZ2, de sorte qu’un écoulement d’air ayant une composante orientée selon la direction latéraleZ1 puisse exercer sur ces surfaces latérales des forces horizontales.The lateral surfaces of the fin6 extend in the longitudinalZ1 and verticalZ2 directions, so that an airflow having a component oriented in the lateral directionZ1 can exert horizontal forces on these lateral surfaces.
De telles forces horizontales appliquées sur les surfaces latérales de la dérive6 permettent de stabiliser l’aéronef1 autour de l’axe de lacetA2.Such horizontal forces applied to the lateral surfaces of the fin6 make it possible to stabilize the aircraft1 around the yaw axisA2.
De manière connue en soi, la gouverne7 est mobile, par rapport à la dérive6, en rotation autour d’un axeA5 (voir figure6). Cet axe de rotationA5 est situé dans un plan longitudinal médian, ou plan vertical, passant par l’axe longitudinalA1 de l’aéronef1 et étant parallèle aux directionsZ1 etZ2. L’axe de rotationA5 est en outre perpendiculaire à la direction latéraleZ1.In a manner known per se, the control surface7 is mobile, relative to the fin6, in rotation around an axis A5 (see figure6). This axis of rotation A5 is located in a median longitudinal plane, or vertical plane, passing through the longitudinal axis A1 of the aircraft1 and being parallel to the directions Z1 and Z2. The axis of rotation A5 is also perpendicular to the lateral direction Z1.
Dans une position angulaire de référence, la gouverne7 est alignée avec la dérive6 de sorte que les surfaces latérales de la gouverne7 s’étendent, elles aussi, dans les directions longitudinaleZ1 et verticaleZ2.In a reference angular position, the control surface7 is aligned with the fin6 so that the side surfaces of the control surface7 also extend in the longitudinalZ1 and verticalZ2 directions.
En déplaçant la gouverne7 autour de son axe de rotationA5, ses surfaces latérales forment un angle avec le plan vertical, ce qui permet de repositionner l’aéronef1 dans l’axe de la piste sous l’action desdites forces horizontales s’appliquant sur l’une ou l’autre de ces surfaces latérales.By moving the control surface7 around its axis of rotation A5, its lateral surfaces form an angle with the vertical plane, which makes it possible to reposition the aircraft1 in the axis of the runway under the action of said horizontal forces acting on the either of these side surfaces.
Concernant les ailettes20, celles-ci sont symétriques l’une par rapport à l’autre relativement au plan longitudinal médian vertical de l’aéronef1.Regarding the fins20, these are symmetrical with respect to each other relative to the vertical median longitudinal plane of the aircraft1.
L’une des ailettes20 est agencée au droit de l’une des surfaces latérales de la dérive6 tandis que l’autre ailette20 est agencée au droit de l’autre surface latérale de la dérive6.One of the fins20 is arranged in line with one of the lateral surfaces of the fin6 while the other fin20 is arranged in line with the other lateral surface of the fin6.
Ce qui est décrit ci-après en référence à une seule ailette20, qui correspond en l’occurrence à celle visible à la figure6, s’applique de manière analogue à l’autre ailette20.What is described below with reference to a single fin20, which in this case corresponds to the one visible in figure 6, applies analogously to the other fin20.
La figure7 montre le profil de l’ailette20, c’est-à-dire une section de l’ailette20 dans un plan transversalZ1-Z2 parallèle au plan vertical précité.Figure 7 shows the profile of the fin20, i.e. a section of the fin20 in a transverse plane Z1-Z2 parallel to the aforementioned vertical plane.
L’ailette20 présente un bord d’attaque21, un bord de fuite22, un intrados23 et un extrados24.The fin20 has a leading edge21, a trailing edge22, an intrados23 and an extrados24.
Il est représenté à la figure7 deux lignes fictives30 et31. La ligne fictive30 est une droite joignant le bord d’attaque21 et le bord de fuite22 et définissant une corde de cette ailette20. La ligne fictive31 est une ligne joignant le bord d’attaque21 et le bord de fuite22 dont chaque point est à équidistance de l’intrados23 et de l'extrados24. La ligne fictive31 définit une ligne moyenne de l’ailette20.There are shown in Figure 7 two fictitious lines 30 and 31. The fictitious line30 is a straight line joining the leading edge21 and the trailing edge22 and defining a chord of this fin20. The fictitious line31 is a line joining the leading edge21 and the trailing edge22, each point of which is equidistant from the lower surface23 and the upper surface24. The fictitious line31 defines a mean line of the fin20.
La corde30 de l’ailette20, dans la section de la figure7, est perpendiculaire à la direction verticaleZ2.The chord30 of the fin20, in the section of figure7, is perpendicular to the vertical direction Z2.
Dans cet exemple, l’ailette20 n’est pas vrillée le long de la direction latéraleZ3 de sorte que la corde30 est, dans toute section transversale de cette ailette20 parallèle audit plan vertical, perpendiculaire à la direction verticaleZ2.In this example, the fin20 is not twisted along the lateral direction Z3 so that the chord30 is, in any cross section of this fin20 parallel to said vertical plane, perpendicular to the vertical direction Z2.
Dans d’autres modes de réalisation non représentés, la corde30 peut, au moins dans certaines sections transversales parallèles à ce plan vertical, être oblique à la fois par rapport à la direction verticaleZ2 et par rapport à la direction longitudinaleZ1.In other embodiments not shown, the rope 30 may, at least in certain cross-sections parallel to this vertical plane, be oblique both with respect to the vertical direction Z2 and with respect to the longitudinal direction Z1.
Dans tous les cas, au moins au niveau de l’emplanture de l’ailette20, la corde30 est inclinée par rapport à la direction verticaleZ2, c’est-à-dire qu’elle est soit oblique soit perpendiculaire à cette direction verticaleZ2.In all cases, at least at the root of the fin20, the chord30 is inclined with respect to the vertical direction Z2, i.e. it is either oblique or perpendicular to this vertical direction Z2.
Compte tenu d’une telle orientation de la corde30, l’intrados23 de l’ailette20 est apte à rediriger vers ladite zone inférieureE2 de la gouverne7 une partie significative d’un flux d’air s’écoulant, avant de rencontrer l’intrados23, vers l’aval et verticalement vers le haut.Given such an orientation of the chord30, the lower surface23 of the fin20 is capable of redirecting towards said lower zoneE2 of the control surface7 a significant part of a flowing air flow, before meeting the lower surface23, downstream and vertically upwards.
La corde30 étant dans cet exemple horizontale, l’angle d’incidence de l’ailette20 est nul, en considérant le vent relatif orienté parallèlement à la direction longitudinaleZ1, ce qui permet de minimiser la trainée.The chord30 being horizontal in this example, the angle of incidence of the fin20 is zero, considering the relative wind oriented parallel to the longitudinal direction Z1, which makes it possible to minimize the drag.
Dans l’exemple de la figure7, la ligne moyenne31 de l’ailette20 est courbée, ce qui contribue aussi à minimiser la trainée. L’ailette20 peut bien entendu présenter un profil différent de celui de la figure7 sans sortir du cadre de l’invention.In the example of figure 7, the middle line31 of the fin20 is curved, which also contributes to minimizing the drag. The fin 20 can of course have a profile different from that of figure 7 without departing from the scope of the invention.
En référence à la figure5, l’ailette20 présente une extrémité proximale40 et une extrémité distale41. L’extrémité proximale40 est située au niveau de l’emplanture de cette ailette20.Referring to figure 5, the fin20 has a proximal end40 and a distal end41. The proximal end40 is located at the level of the root of this fin20.
L’extrémité proximale40 et l’extrémité distale41 sont ici toutes deux situées dans un même plan horizontal parallèle aux directions longitudinaleZ1 et latéraleZ3. Autrement dit, l’ailette20 s’étend dans cet exemple horizontalement selon la direction latéraleZ1.The proximal end40 and the distal end41 are here both located in the same horizontal plane parallel to the longitudinalZ1 and lateralZ3 directions. In other words, the fin20 extends in this example horizontally in the lateral direction Z1.
La distance entre l’extrémité proximale40 et l’extrémité distale41 définit une envergureX1 de l’ailette20.The distance between the proximal end40 and the distal end41 defines a wingspanX1 of the fin20.
En référence aux figures5 et6, l’envergureX1 de l’ailette20 est comprise entre dix pour cent et quatre-vingt pour cent d’une profondeurX2 moyenne de la gouverne7.With reference to figures 5 and 6, the wingspanX1 of the fin20 is between ten percent and eighty percent of an average depthX2 of the control surface7.
La profondeurX2 de la gouverne7 est la distance, selon la direction longitudinaleZ1, entre une extrémité avant50 et une extrémité arrière51 de la gouverne7 mesurée dans un plan horizontalZ1-Z3. L’extrémité avant50 de la gouverne7 est située au niveau de son axe de rotationA5, en regard d’une extrémité arrière52 de la dérive6. L’extrémité arrière51 de la gouverne7 définit un bord de fuite de la gouverne7 et plus généralement une extrémité aval de l’empennage vertical5.The depth X2 of the control surface7 is the distance, in the longitudinal direction Z1, between a front end50 and a rear end51 of the control surface7 measured in a horizontal plane Z1-Z3. The front end50 of the control surface7 is located at its axis of rotationA5, facing a rear end52 of the fin6. The rear end51 of the control surface7 defines a trailing edge of the control surface7 and more generally a downstream end of the vertical stabilizer5.
Dans cet exemple, la profondeurX2 est sensiblement identique sur toute l’envergure de l’empennage5. Dans d’autres modes de réalisation non représentés, cette profondeurX2 peut varier selon la direction verticaleZ2.In this example, the depthX2 is substantially identical over the entire span of the empennage5. In other embodiments not shown, this depth X2 may vary along the vertical direction Z2.
En référence aux figures6 et7, la corde30 de l’ailette20 présente une longueurX0 comprise entre vingt-cinq pour cent et cent pour cent de la profondeurX2 moyenne de la gouverne7.With reference to figures6 and7, the chord30 of the fin20 has a lengthX0 of between twenty-five percent and one hundred percent of the average depthX2 of the control surface7.
Concernant la position de l’ailette20 sur la dérive6, il est considéré une hauteurX3 de la gouverne7 et une profondeurX4 de la dérive6 (voir figure6). Dans cet exemple, la hauteurX3 est la distance, selon la direction verticaleZ2, entre une extrémité inférieure60 et une extrémité supérieure61 de la gouverne7.Concerning the position of the fin20 on the fin6, a heightX3 of the control surface7 and a depthX4 of the fin6 are considered (see figure6). In this example, the height X3 is the distance, along the vertical direction Z2, between a lower end60 and an upper end61 of the control surface7.
L’extrémité supérieure61 de la gouverne7 est délimitée par une face intérieure de l’empennage horizontal4.The upper end61 of the control surface7 is delimited by an inner face of the horizontal stabilizer4.
L’extrémité inférieure60 de la gouverne7 est située dans le prolongement d’une extrémité inférieure63 de la dérive6, au niveau de l’emplanture de cette dérive6.The lower end60 of the control surface7 is located in the extension of a lower end63 of the fin6, at the level of the root of this fin6.
La profondeurX4 de la dérive6 est la distance, selon la direction longitudinaleZ1, entre une extrémité avant62 et ladite extrémité arrière52 de cette dérive6 mesurée dans un plan horizontalZ1-Z3.The depth X4 of the centreboard6 is the distance, in the longitudinal direction Z1, between a front end62 and the said rear end52 of this centreboard6 measured in a horizontal planeZ1-Z3.
L’extrémité avant62 de la dérive6 forme un bord d’attaque de l’empennage vertical5.The front end62 of the fin6 forms a leading edge of the vertical stabilizer5.
Verticalement, l’ailette20 de la figure6 est positionnée à une distanceX5 de l’emplanture de la dérive6 comprise entre quarante pour cent et soixante pour cent de la hauteurX3 maximale de la gouverne7.Vertically, the fin20 in figure6 is positioned at a distanceX5 from the root of the fin6 between forty percent and sixty percent of the maximum heightX3 of the control surface7.
Ce positionnement peut être réalisé en établissant ladite distanceX5 entre, d’une part, le bord d’attaque21 de l’ailette20 et, d’autre part, un point de l’emplanture de la dérive6 passant par une droite parallèle à la direction verticaleZ2 et passant par le bord d’attaque21 de l’ailette20.This positioning can be achieved by establishing said distance X5 between, on the one hand, the leading edge21 of the winglet20 and, on the other hand, a point of the root of the fin6 passing through a straight line parallel to the vertical direction Z2 and passing through the leading edge21 of the fin20.
Horizontalement, l’ailette20 de la figure6 est positionnée en amont de la gouverne7, plus précisément de sorte que le bord d’attaque21 de cette ailette20 soit à une distanceX6 de l’extrémité arrière52 de la dérive6 comprise entre la valeur de la longueurX0 de la corde30 de cette ailette20, auquel cas le bord de fuite22 de l’ailette20 est à une distance nulle de l’extrémité arrière52 de la dérive6, et quarante pour cent de la profondeurX4 de la dérive6, la profondeurX4 étant ici considérée dans un plan horizontalZ1-Z3 passant par l’ailette20.Horizontally, the fin20 in figure6 is positioned upstream of the control surface7, more precisely so that the leading edge21 of this fin20 is at a distance X6 from the rear end52 of the fin6 between the value of the lengthX0 of the chord30 of this fin20, in which case the trailing edge22 of the fin20 is at a zero distance from the rear end52 of the fin6, and forty percent of the depthX4 of the fin6, the depthX4 being considered here in a horizontal planeZ1- Z3 passing through fin20.
En phase d’atterrissage, les portes8 et9 des inverseurs de poussée des ensembles propulsifs3A et3B sont ouvertes et génèrent le phénomène de masquage décrit ci-dessus en référence à la figure3.In the landing phase, doors 8 and 9 of the thrust reversers of propulsion units 3A and 3B are open and generate the masking phenomenon described above with reference to figure 3.
Dans de telles conditions, les ailettes20 permettent de répartir les lignes de courant sur la majorité de la hauteurX3 de la gouverne7 de manière à pressuriser efficacement la surface latérale de la dérive6 et de cette gouverne7 sur lesquelles il est nécessaire d’appliquer des forces horizontales afin de repositionner l’aéronef1 autour de l’axe de lacetA2 et de garantir une stabilité suffisante de l’aéronef1 autour de cet axe de lacetA2.In such conditions, the fins20 make it possible to distribute the streamlines over the majority of the height X3 of the control surface7 so as to effectively pressurize the lateral surface of the fin6 and of this control surface7 on which it is necessary to apply horizontal forces in order to to reposition the aircraft1 around the yaw axis A2 and to guarantee sufficient stability of the aircraft1 around this yaw axis A2.
Notamment, les ailettes20 permettent de définir des lignes de courantD3 alimentant de manière satisfaisante la partie inférieureE2 de la gouverne7 (voir figure6), y compris en cas de vent de travers.In particular, the fins 20 make it possible to define streamlines D3 satisfactorily supplying the lower part E2 of the control surface 7 (see figure 6), including in the event of a crosswind.
L’invention n’est pas limitée aux exemples particuliers qui viennent d’être décrits. Notamment, dans des modes de réalisation non représentés, les inverseurs de poussée peuvent être des inverseurs à grilles.The invention is not limited to the particular examples which have just been described. In particular, in embodiments not shown, the thrust reversers can be gate reversers.
Claims (8)
– verticalement, à une distance(X5) d’une emplanture(63) de la partie fixe(6) de l’empennage(5) comprise entre quarante pour cent et soixante pour cent d’une hauteur maximale(X3) de la partie mobile(7) de l’empennage(5) et
– horizontalement, de sorte qu’un bord d’attaque(21) de cette ailette(20) soit à une distance(X6) d’une extrémité arrière(52) de la partie fixe(6) comprise entre une longueur(X0) de ladite corde(30) et quarante pour cent d’une profondeur(X4) de cette partie fixe(6).Empennage (5) for an aircraft (1) intended to ensure the stability of this aircraft (1) around a yaw axis (A2), the empennage (5) comprising a fixed part (6) and a mobile part (7 ), the fixed part (6) and the movable part (7) extending in a vertical direction (Z2) and each comprising two lateral surfaces intended to be subjected to a flow of a fluid exerting on them horizontal forces , the movable part (7) being configured to be able to be oriented so as to move the aircraft (1) around the yaw axis (A2) under the action of said horizontal forces, the empennage (5) being characterized in that it comprises two fins (20), each fin (20) being arranged in line with a respective one of the side surfaces of the fixed part (6) and having a chord (30) oblique or perpendicular with respect to the direction vertical (Z2), each fin (20) being positioned:
– vertically, at a distance (X5) from a root (63) of the fixed part (6) of the empennage (5) of between forty percent and sixty percent of a maximum height (X3) of the mobile(7) of the empennage(5) and
– horizontally, so that a leading edge (21) of this fin (20) is at a distance (X6) from a rear end (52) of the fixed part (6) between a length (X0) of said rope (30) and forty percent of a depth (X4) of this fixed part (6).
Aircraft (1) according to claim 7, comprising two propulsion assemblies (3A, 3B) mounted in the rear part of a fuselage (2) of this aircraft (1), each of these propulsion assemblies (3A, 3B) comprising a thrust reverser , for example a gated inverter (8, 9).
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