WO2001053151A2 - Avion supersonique a turbosoufflantes escamotables par translation horizontale et procedes de mise en oeuvre - Google Patents

Avion supersonique a turbosoufflantes escamotables par translation horizontale et procedes de mise en oeuvre Download PDF

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Gérard Fournier
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Fournier Gerard
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to a new concept of supersonic aircraft, the fuel consumption and the noise level of takeoff are much lower than those of existing or planned aircraft.
  • This invention supplements the prior patent of the same author, applied for in France under n ° 98 13354, where it is already proposed to use "supersonic" turbojet engines optimized for the only supersonic cruise and “subsonic” turbojet engines ensuring the greatest
  • Supersonic turbojets have a small cross-section and a small dilution ratio (or ratio) while the
  • This cross section of the fuselage must be as close as possible to the juxtaposition of the circular sections necessary for the retraction of the subsonic turbojets. For a large transport aircraft, this necessarily leads to a relatively large cabin (large number of seats per row) but not very high, which implies that the luggage cannot be stored in a space below the seats.
  • a first embodiment of the invention corresponding to a large transport aircraft, is now described in detail with reference to the figures. It is followed by a second embodiment corresponding to a business aircraft.
  • the numerical values mentioned result from the state of the prior art and from the inventor's research activities.
  • Figures 1 to 5 relate to a large transport aircraft.
  • Figure 1 is a front view of the aircraft showing a retracted subsonic turbojet and the other in the flight position.
  • Figure 2 is a partial bottom view of the same configuration.
  • Figure 3 is a partial side view.
  • Figure 4 is a cross section of the passenger cabin.
  • Figure 5 is a cross section in a plane where the subsonic turbojets are located.
  • Figure 6 is a diagram from above of the displacement carriage of a subsonic turbojet engine and its rails-spars.
  • Figure 7 is a partial front view of a business aircraft. The first description relates to an aircraft of approximately
  • Each of the two supersonic turbojet engines has a dilution ratio of 0.7, an air inlet diameter of 2 m and an approximate weight of 5 tonnes.
  • the thrust of each of these engines is typically 160 kN on takeoff, almost zero on subsonic cruise, 280 kN on transonic climb and 150 kN on supersonic cruise.
  • Each of the two subsonic turbojets has a dilution ratio close to 10, a weight of 7 tonnes and a diameter of less than 3 m.
  • the thrust of each of these engines is typically 400 kN on takeoff and 130 kN on subsonic cruising.
  • FIG. 1 shows how the supersonic turbojets (21 and 22), the subsonic turbojets (11 and 12) and the fuselage (1) are placed under the wings (4).
  • the right subsonic turbojet (12) is shown retracted in the fuselage (1) while the left is in the working position.
  • the shape of the cross section of the fuselage (1) is close to the juxtaposition of two circles of approximately 3 m in diameter.
  • Figure 3 in addition to the main elements already described, shows the vertical stiffening planes, (41) at the top and (42) at the bottom. This results in a moderate height (and therefore thickness and weight) of the drift plane (43).
  • Figure 4 is an example of seating arrangement where, in addition to the vertical stiffening planes (41 and 42), also appears the internal structural reinforcement (44). These elements are not mass penalties but simply result from the optimization, in stiffness and in mass, of the fuselage. This same figure also shows how a wing spar (45) passes through the cabin. It is clear that the lower space (46) under the floor is insufficient for storing hold baggage while cabin baggage can be accommodated in large volumes.
  • the cross section of Figure 5 is located at the last beams (50) of the airfoil (4).
  • the right subsonic turbojet (12) is retracted into the housing (1) while the left (11) is in the working position.
  • Each rests on a carriage (51 and 52) rolling on the beam (50).
  • the motorization of each carriage can be on itself or in the fuselage with a cable connection as on a horizontal crane boom carriage; these motorization elements, produced according to the art already known, not being shown in the figure.
  • the stiffeners (41 and 42) already described are shown as well as the door (61) for closing the left engine compartment in its open position, that (62) of the right engine being closed.
  • FIG. 6 Only the left subsonic turbojet engine (11) and its carriage (51) are shown in FIG. 6. This carriage moves by rolling on the rail-rails (50 and 60); at the end of the race, it is fixed on the fasteners (53 and 63) integral with the structure of the wing (4, not drawn) to allow the motor to transmit its thrust forces.
  • the open bunker doors (61 and 62) appear cut in the median horizontal plane of the fuselage.
  • the electrical control and power cables as well as the fuel lines are not shown. They can remain attached to the motors (1 1 and 12) and fold with them in the hold or even disconnect from the motors (11 and 12) when the carriages (51) leave their anchorages (53 and 63).
  • the total weight of the power plant is 25 tons, that is to say no more than that of similar known projects which are unable to meet current noise standards and a fortiori future ones.
  • a second embodiment corresponds to a 34-ton business aircraft shown in front view in FIG. 7. Its two supersonic turbojets (21 -22) have a diameter of 0.65 m with a dilution ratio of less than 1 and its two subsonic turbojets (11-12) have a diameter of 0.95 m with a dilution ratio close to 10; in Figure 7, the right (12) is retracted while the left (11) is in the working position. For a fuselage (1) whose diameter is approximately 2 m, the geometric problem is very different from that of the first embodiment (large transport aircraft).
  • the circular section of the cabin always placed under the wing (4), evolves towards a reduced surface at the level of the engine bay with only a slight widening (70) and a significant rise (71) of the bottom of the fuselage.
  • the total weight of the engine is estimated at 3.2 tonnes, broken down as follows: 0.8 tonnes for each supersonic turbojet, 0.7 tonnes for each subsonic and 0.1 tonnes for each carriage. The rest of the description is similar to that of the first embodiment.
  • the examples described above are not limiting.
  • turbojets their transverse and axial positions, their characteristics may be different from those corresponding to the figures.
  • the claim for horizontal displacement of turbofans also applies to engines (1 1 - 12) placed, as well as the fuselage (1), above the airfoil (4).
  • the supersonic aircraft according to the present invention does not require major developments of entirely new engines.
  • the application of the invention to an industrial production will require only a project study of which the structural calculations will be the most innovative elements.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant et le niveau de bruit au décollage sont très inférieurs à ceux des avions existants ou en projet. Ce concept est caractérisé par deux turbosoufflantes (11-12) qui, en vol supersonique, sont escamotées dans un fuselage aplati (1) placé sous les ailes (4), par déplacement horizontal d'un chariot. Les turboréacteurs (21-22) de vol supersonique, uniquement optimisés pour la croisière supersonique, sont très simplifiés de sorte que le poids total de la motorisation reste très réduit.

Description

Avion supersonique à turbosoufflantes escamotables par translation horizontale et procédés de mise en oeuvre
La présente invention concerne un nouveau concept d'avion supersonique dont la consommation en carburant et le niveau de bruit au décollage sont très inférieurs à ceux des avions existants ou en projet Cette invention 5 complète le brevet antérieur du même auteur, demandé en France sous le n° 98 13354, où il est déjà proposé d'utiliser des turboréacteurs "supersoniques" optimisés pour la seule croisière supersonique et des turboréacteurs "subsoniques" assurant la plus grande
10 partie de la poussée au décollage, la quasi- totalité de la poussée en croisière subsonique et s'escamotant dans le fuselage pendant les phases de vol supersonique. Les turboréacteurs supersoniques ont une petite section et un petit rapport (ou taux) de dilution alors que les
15 subsoniques ont une grande section et un grand rapport de dilution. îl est proposé ici de stocker côte à côte les moteurs subsoniques dans le fuselage pendant les phases de vol supersonique et d'assurer leur déplacement sans structure lourde supplémentaire et sans motorisation
20 encombrante et pesante. Ceci implique que ce fuselage soit placé sous les ailes et ait une section aplatie non circulaire. Il existe déjà des avions à fuselage sous les ailes, même très lourds tels que les Antonov 124 ou 225, mais ils ne sont pas supersoniques. Les avions de transport à
25 fuselage non circulaire sont rares, l'exemple le plus connu étant le Boeing 747 mais sa grande dimension est verticale alors qu'elle est horizontale dans la présente invention.
11 a déjà été explique, dans le brevet antérieur de
30 référence, pourquoi il est nécessaire d'utiliser des moteurs différents pour les phases de vol subsonique et supersonique, à la différence des projets actuels qui proposent des transformations de moteurs d'un type unique. Ces arguments sont simplement résumés ici. 35 L'optimisation en poids et en consommation en vol supersonique implique un rapport de dilution d'environ 0,7. L'optimisation en poids et consommation en vol subsonique implique un rapport de dilution proche de 10. Quant au bruit, dont le niveau sonore devra être in érieur, pour chaque point de contrôle, d'environ 6 décibels par rapport aux normes actuelles (OAC1, Annexe 16, Chapitre 3), il nécessite une limitation de la vitesse d'éjection au décollage proche de 300 m/s qui implique un rapport voisin de 3 entre la section de captage d'air au décollage et celle en vol supersonique. Il est impossible d'obtenir de telles caractéristiques avec des transformations d'un même type de moteurs, qu'il s'agisse de moteurs à cycles variables ou de moteurs équipes d'éjeetcurs. C'est pourquoi l'utilisation, sur un même avion, de turboréacteurs de types très différents, correspondant aux objectifs chiffrés précédents, a été revendiquée dans le brevet de référence.
Cependant, des projets basés directement sur les dessins de ce brevet antérieur conduisent à des poids trop grands pour les structures de manoeuvre des turboréacteurs rétractables et pour la motorisation de ces structures. Par exemple, les bras pivotant par le bas, qui apparaissent sur la figure 4 de ce brevet antérieur, impliquent une augmentation de hauteur (donc de poids) de l'avion, ainsi qu'un poids important pour les bras eux- mêmes et leurs supports et un autre poids important pour leur motorisation. Il est proposé de remédier à tous ces graves inconvénients par les dispositions revendiquées dans la présente invention.
La démarche inventive ayant conduit à ces nouvelles dispositions est la suivante. Il faut d'abord éviter que le déplacement des moteurs escamotables nécessite des structures lourdes autres que celles qui existent déjà de toute façon. Ensuite, pour que la motorisation de ces déplacements soit la plus petite possible (en encombrement, en poids et en consommation d'énergie), il faut que ces déplacements se fassent en translation horizontale. Si les turboréacteurs sont attachés sous les ailes, ceci implique de placer leur volume de rangement, c'est-à-dire le fuselage, également sous ces mêmes ailes. Les chariots de déplacement des turboréac leurs subsoniques roulent alors sur des longerons de la voilure. Mais, pour ranger côte à côte les gros turboréacteurs subsoniques, le fuselage ne peut pas avoir une section transversale circulaire car sa résistance au vent serait trop grande. Cette section transversale du fuselage doit être la plus proche possible de la juxtaposition des sections circulaires nécessaires à l'escamotage des turboréacteurs subsoniques. Pour un gros avion de transport, ceci conduit nécessairement à une cabine relativement large (grand nombre de sièges par rangée) mais peu haute, ce qui implique que les bagages ne peuvent pas être rangés dans un espace en-dessous des sièges. Mais le nombre de rangs de sièges gagnés, à total de sièges constant, grâce à l'augmentation du nombre de sièges par rangée, permet non seulement d'affecter un tronçon de fuselage au rangement des turboréacteurs mais encore de disposer de tronçons pour le fret tant en amont qu'en aval de la soute à moteurs. Le carburant trouve sa place dans les ailes, à l'arrière du fuselage, dans les volumes sous les sièges et dans une partie des tronçons à fret. L'élargissement de la cabine lui donne une bonne résistance à la flexion dans le plan horizontal; par contre, dans le plan vertical sa diminution de hauteur peut nécessiter des renforts extérieurs dans le plan de symétrie vertical de l'avion. Ces plans de raidissement, éventuellement complétés par des renforts dans le même plan à l'intérieur de la cabine, permettent de réduire la surface du plan de dérive arrière et donc aussi sa masse et sa section transversale à la vitesse. Enfin, compte tenu de la très faible participation à la poussée des turboréacteurs supersoniques pendant la phase d'approche, ceux-ci n'ont pas à être équipés d'inverseurs de poussée; pour optimiser au mieux leur rendement en vol supersonique, ils n'ont pas besoin non plus de dispositifs réglables d'entrée d'air, d'écopes et de tuyères, ni d'éjecteurs, ce qui réduit d'autant leur poids et leur coût et améliore leur fiabilité. Un premier mode de réalisation de l'invention, correspondant à un gros avion de transport, est maintenant exposé en détail avec référence aux figures. Il est suivi d'un second mode de réalisation correspondant à un avion d'affaires. Les valeurs numériques mentionnées résultent de l'état de l'art antérieur et des activités de recherche de l'inventeur.
Les figures 1 à 5 se rapportent à un gros avion de transport. La figure 1 est une vue de face de l'avion montrant un turboréacteur subsonique escamoté et l'autre en position de vol.
La figure 2 est une vue partielle de dessous de la même configuration. La figure 3 est une vue partielle de côté.
La figure 4 est une section transversale de la cabine des passagers.
La figure 5 est une section transversale dans un plan où se trouvent les turboréacteurs subsoniques. La figure 6 est un schéma en vue de dessus du chariot de déplacement d'un turboréacteur subsonique et de ses rails-longerons.
La figure 7 est une vue de face partielle d'un avion d'affaires. La première description porte sur un avion d'environ
300 passagers ayant une masse totale au décollage d'environ 350 tonnes. Les éléments qui ne sont pas décrits en détail, tels que la voilure ou les trains d'atterrissage, sont censés correspondre à des dispositions déjà proposées par ailleurs. Chacun des deux turboréacteurs supersoniques a un rapport de dilution de 0,7, un diamètre d'entrée d'air de 2 m et un poids approximatif de 5 tonnes. La poussée de chacun de ces moteurs est typiquement de 160 kN au décollage, presque nulle en croisière subsonique, de 280 kN en montée transsonique et de 150 kN en croisière supersonique. Chacun des deux turboréacteurs subsoniques a un rapport de dilution proche de 10, un poids de 7 tonnes et un diamètre de moins de 3 m. La poussée de chacun de ces moteurs est typiquement de 400 kN au décollage et de 130 kN en croisière subsonique.
La figure 1 montre comment les turboréacteurs supersoniques (21 et 22), les turboréacteurs subsoniques ( 11 et 12) et le fuselage (1 ) sont placés sous les ailes (4). Le turboréacteur subsonique droit (12) est représenté escamoté dans le fuselage (1) alors que le gauche est en position de travail. La forme de la section transversale du fuselage (1) est proche de la juxtaposition de deux cercles de 3 m de diamètre environ.
Sur la vue de dessous de la même configuration, figure 2, il apparaît que, pour éviter un rétrécissement trop rapide de la forme arrière de ce fuselage aplati, celui- ci se termine non pas par une pointe mais par un bord de fuite horizontal (40).
La figure 3, en plus des éléments principaux déjà décrits, montre les plans verticaux de raidissement,(41) en haut et (42) en bas. Il en résulte une hauteur (et donc une épaisseur et un poids) modérée du plan de dérive (43).
La figure 4 est un exemple de disposition des sièges où, en plus des plans verticaux de raidissement (41 et 42), apparaît aussi le renfort intérieur de structure (44). Ces éléments ne sont pas des pénalités de masse mais résultent simplement de l'optimisation, en raideur et en masse, du fuselage. Cette même figure montre aussi comment un longeron de voilure (45) traverse la cabine. Il apparaît clairement que l'espace inférieur (46) sous le plancher est insuffisant pour le rangement des bagages de soute alors que les bagages de cabine peuvent se loger dans des volumes importants.
La section transversale de la figure 5 se situe au niveau des derniers longerons (50) de la voilure (4). Le turboréacteur subsonique droit (12) est escamoté dans le uselage ( 1 ) alors que le gauche ( 11 ) est en position de travail. Chacun repose sur un chariot (51 et 52) roulant sur le longeron (50). La motorisation de chaque chariot peut se trouver sur lui-même ou dans le fuselage avec une liaison par câble comme sur un chariot de flèche de grue horizontale; ces éléments de motorisation, réalisés suivant l'art déjà connu, n'étant pas représentés sur la figure. Les raidisseurs (41 et 42) déjà décrits sont représentés ainsi que la porte (61) de fermeture de la soute de moteur gauche dans sa position ouverte, celle (62) du moteur droit étant fermée.
Seuls le turboréacteur subsonique gauche (11) et son chariot (51) sont représentés sur la figure 6. Ce chariot se déplace en roulant sur les longerons-rails (50 et 60); en fin de course, il vient se fixer sur les attaches (53 et 63) solidaires de la structure de l'aile (4, non dessinée) pour permettre au moteur de transmettre ses efforts de poussée. Les portes de soutes (61 et 62) ouvertes apparaissent coupées dans le plan horizontal médian du fuselage.
Les câbles électriques de commande et de puissance ainsi que les canalisations de carburant ne sont pas représentés. Ils peuvent rester attachés aux moteurs (1 1 et 12) et se replier avec eux dans la soute ou bien se déconnecter des moteurs ( 11 et 12) lorsque les chariots (51 ) quittent leurs ancrages (53 et 63).
Si le poids d'ensemble des chariots (51-52) est de 1 tonne, le poids total de l'installation motrice est de 25 tonnes, c'est-à-dire pas plus que celle des projets semblables connus qui sont incapables de satisfaire les normes de bruit actuelles et a fortiori les futures.
Un second mode de réalisation correspond à un avion d'affaires de 34 tonnes représenté en vue de face sur la figure 7. Ses deux turboréacteurs supersoniques (21 -22) ont un diamètre de 0,65 m avec un rapport de dilution inférieur à 1 et ses deux turboréacteurs subsoniques (11-12) ont un diamètre de 0,95 m avec un rapport de dilution voisin de 10; sur la figure 7, le droit ( 12) est escamoté alors que le gauche (11) est en position de travail. Pour un fuselage ( 1 ) dont le diamètre est d'environ 2 m, le problème géométrique est très différent de celui du premier mode de réalisation (gros avion de transport). La section circulaire de la cabine, toujours placée sous la voilure (4), évolue vers une surface réduite au niveau de la soute à moteurs avec seulement un léger élargissement (70) et une sensible remontée (71) du bas de fuselage. Le poids total de la motorisation est évalué à 3,2 tonnes se décomposant ainsi: 0,8 tonne pour chaque turboréacteur supersonique, 0,7 tonne pour chaque subsonique et 0,1 tonne pour chaque chariot. Le reste de la description est similaire à celui du premier mode de réalisation. Les exemples décrits ci-dessus ne sont pas limitatifs.
Le nombre des turboréacteurs, leurs positions transversales et axiales, leurs caractéristiques peuvent être différents de ceux correspondant aux figures. La revendication de déplacement horizontal des turbosoufflantes s'applique également à des moteurs (1 1 - 12) placés, ainsi que le fuselage (1), au-dessus de la voilure (4).
A la différence des projets déjà connus, l'avion supersonique selon la présente invention ne nécessite pas de gros développements de moteurs entièrement nouveaux. L'application de l'invention à une fabrication industrielle ne nécessitera qu'une étude de projet dont les calculs de structure seront les éléments les plus innovants.

Claims

REVENDICAT10NS
1) Avion supersonique, à faible consommation de carburant et à faible bruit au décollage mais par ailleurs réalisé selon l'art antérieur, caractérisé par un ou des turboréacteurs (11 et 12) à rapport de dilution au moins égal à 3 assurant la majeure partie de la poussée au décollage et pouvant se déplacer uniquement par une translation horizontale (ou presque) de leur position de travail à leur soute d'escamotage dans le fuselage (1) grâce à des chariots (51- 52) constituant le moyen de déplacement le plus léger possible d'une charge suspendue.
2) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque chariot (51) roule sur des rails constitués par les longerons (50 et 60) de l'aile (4), dont la section est choisie de façon à permettre cette fonction.
3) Avion supersonique selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chariot (51) amène en position de travail le turboréacteur (11) sur les attaches d'ancrage (53 et 63) solidaires de la structure de l'aile (4) pour transmettre la poussée pendant le fonctionnement.
4) Avion supersonique ayant un fuselage (1) placé sous l'aile (4), caractérisé en ce que la section droite de ce fuselage est aplatie (c'est-à-dire à peu près deux fois plus large que haute), de façon à :
- augmenter le nombre de sièges par rangée par rapport à une même surface de section circulaire, ce qui permet de récupérer un tronçon pour la soute à moteurs pour une longueur de fuselage donnée,
- pouvoir ranger côte à côte deux turboréacteurs (11 et 12) escamotables ayant un rapport de dilution au moins égal à 3 et assurant la majeure partie de la poussée au décollage.
5) Avion supersonique caractérisé en ce que la section transversale du fuselage (1) est dessinée autour de deux cercles tangents situés dans un même plan horizontal, chacun de ces cercles ayant un diamètre un peu supérieur au diamètre des moteurs (11 et 12) qui y sont escamotés pendant les phases de vol supersonique, ce contour du fuselage (1) étant aussi caractérisé par la propriété qu'il présente, du fait de la juxtaposition des cercles tangents qui le définissent, des concavités en haut et en bas dans le plan de symétrie vertical, de façon à réduire au maximum la surface perpendiculaire à l'écoulement.
6) Avion supersonique selon les revendications 4 et 5, caractérisé en ce que la raideur du fuselage (1 ) est renforcée par des éléments de structure placés dans son plan vertical de symétrie, soit à l'extérieur (41 et 42), soit à l'intérieur du fuselage (1). 7) Avion de transport supersonique, comportant un ou des turboréacteurs (21-22) à faible rapport de dilution, optimisés pour la seule croisière supersonique, l'avion et ses moteurs étant caractérisés par l'absence, nécessaire en vue de diminuer le poids et d'améliorer le rendement, d'un ou de plusieurs ou de la totalité des dispositifs suivants :
- entrée d'air à géométrie variable,
- écopes d'augmentation de la section de captage d'air,
- tuyère adaptable,
- éjecteur, - inverseur de poussée, ces simplifications étant permises par la mise en œuvre, au décollage et à l'atterrissage, de moteurs escamotables (11-12) à grand rapport de dilution.
8) Procédé de diminution de la consommation de carburant et du niveau de bruit au décollage d'un avion supersonique comportant un ou des turboréacteurs (11-12) à rapport de dilution au moins égal à 3 et assurant la majeure partie de la poussée au décollage, qui sont déplacés de leur position de travail (phases de vol subsonique) à leur position d'escamotage (phases de vol supersonique) par une translation horizontale, le procédé de cette translation étant caractérisée par : - le roulement de chariots (51-52), supportant les turboréacteurs (11-
12), sur des longerons (50-60) de l'aile (4) de façon à minimiser le poids des structures et de la motorisation de déplacement,
- l'ancrage de ces turboréacteurs (11-12) en fin de course des chariots (51) sur les attaches (53 et 63) solidaires de l'aile (4) pour transmettre les efforts de poussée pendant le fonctionnement de ces moteurs.
9) Procédé d'augmentation de la capacité de transport des passagers d'un avion, et de l'amélioration de leur confort et de leur sécurité, caractérisé par l'aplatissement du fuselage (1) dans un rapport largeur sur hauteur voisin de 2, permettant, par rapport à une section de fuselage circulaire de même surface, de :
- augmenter le nombre de sièges par rangée,
- ranger deux turboréacteurs escamotables côte à côte au lieu d'un.
10) Procédé d'escamotage des turboréacteurs à grand rapport de dilution d'un avion supersonique, dans une section de fuselage (1) de surface perpendiculaire au vent minimale, caractérisé en ce que la forme de cette section est voisine de deux cercles, tangents dans le plan de symétrie vertical et ayant un diamètre un peu supérieur à celui des turboréacteurs escamotables (11-12), c'est-à-dire que le contour extérieur de cette section transversale du fuselage (1) présente des concavités en haut et en bas dans le plan vertical de symétrie et que, de ce fait, le fuselage (1) est renforcé par une structure (41 et 42) dans ce plan.
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