WO2021136901A1 - Empennage d'aéronef comprenant une gouverne et des ailettes de pressurisation de cette gouverne - Google Patents

Empennage d'aéronef comprenant une gouverne et des ailettes de pressurisation de cette gouverne Download PDF

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WO2021136901A1
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WO
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fin
aircraft
percent
tail
fixed part
Prior art date
Application number
PCT/FR2020/052552
Other languages
English (en)
Inventor
Sébastien Laurent Marie PASCAL
Original Assignee
Safran Nacelles
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Publication date
Application filed by Safran Nacelles filed Critical Safran Nacelles
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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins

Definitions

  • Aircraft tail including a rudder and pressurization fins of this rudder
  • the invention relates to the field of tail units for aircraft.
  • the invention is of particular interest when the aircraft is equipped with thrust reversers in the rear part of the fuselage, near the tail.
  • FIG. 1 a conventional business aircraft 1 extending along a longitudinal axis A1.
  • This aircraft 1 comprises a fuselage 2, two propulsion assemblies 3 mounted in the rear part of the fuselage 2 (a single propulsion assembly being visible in FIG. 1), a horizontal tail unit 4 and a vertical tail unit 5.
  • the vertical tail unit 5 comprises a fixed part 6, also called fin, and a mobile part 7, also called rudder or symmetry.
  • the fin 6 is intended to stabilize the aircraft 1 around a yaw axis A2, in particular in order to keep the longitudinal axis A1 parallel to the axis of the runway during the landing phase in the event of a crosswind (see below).
  • the symmetry control surface 7 is intended to control the moment of the airplane 1 around the yaw axis A2, in particular to be able to keep the longitudinal axis A1 parallel to the axis of the runway during the landing phase.
  • Each of the propulsion units 3 comprises a thrust reverser having an upper door 8 and a lower door 9.
  • the propulsion units 3 are in a direct thrust configuration in which the doors 8 and 9 are closed so as to close off. respective inversion openings (not shown in this figure).
  • FIG. 2 schematically represents the two propulsion assemblies (respectively referenced 3A and 3B) as well as the vertical stabilizer 5 with respect to said longitudinal axis A1 and to a relative wind A3.
  • the relative wind A3 is the wind generated by the sum of the displacement of the airplane 1 and the wind.
  • the propulsion units 3A and 3B are in a thrust reversal configuration in which said doors (not shown in this figure) are opened so as to release the corresponding reversing openings, namely an upper reversing opening 10A associated with the upper door of the reverser of the propulsion unit 3A and an upper reversal opening 10B associated with the upper door of the reverser of the propulsion unit 3B.
  • 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 leaving the propulsion units 3A and 3B through the reversal openings 10A / 10B.
  • FIG. 2 illustrates a landing situation in a crosswind, causing the airplane 1 to move around the yaw axis A2 so that its longitudinal axis A1 forms an angle B1 with the direction of the relative wind A3.
  • the vertical stabilizer 5 is liable to be subjected to asymmetric air currents, in particular taking into account the respective trajectories of the air flows leaving the propulsion units 3A and 3B through the upper inversion openings 10A and 10B.
  • part of the air leaving the propulsion unit 3B, through the upper inversion opening 10B typically flows along a path 11B passing through a region C1 extending along one of the faces of the vertical stabilizer 5 located on the side of this propulsion unit 3B.
  • Part of the air leaving the propulsion unit 3A, through the upper inversion opening 10A typically flows along a path 11A bypassing the fin 6 and also crossing the region C1.
  • a region C2 extending along the other face of the vertical stabilizer 5 is thus found to be under-supplied with air.
  • the thrust reversal configuration results in a masking of an area situated downstream of the propulsion units 3 and a reduction in the air flow speeds and the dynamic pressure in the area thus masked.
  • a typical masked zone C3 is shown in FIG. 3, in a plane perpendicular to the longitudinal axis A1. Zone C3 extends laterally up to the vertical stabilizer 5.
  • the air forms current lines DI mainly supplying an upper zone El of the control surface 7.
  • the air molecules present at a lower zone E2 of the control surface 7. tend to move towards the zones in which the speeds are greater, forming ascending flows D2 which join the current lines DI to finally reach the upper zone El of the control surface 7.
  • the control surface 7 thus devented at the level of its lower zone E2 and / or at the level of the lateral region C2 has a reduced efficiency liable to lead to a loss of controllability of the airplane 1 and potentially to an exit from the runway.
  • 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 cross wind.
  • the invention aims to provide a tail unit making it possible to better distribute the air flows during the landing of the aircraft.
  • the invention relates to an aircraft comprising a fuselage, two propulsion units mounted in the rear part of the fuselage and a tail unit intended to ensure the stability of this aircraft around a yaw axis, each of the propulsion units comprising a thrust reverser, the tail unit comprising a fixed part and a movable part, the fixed part and the movable part extending in a vertical direction and each comprising two side surfaces intended to be subjected to a flow of a fluid exerting on those this is horizontal forces, the mobile 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.
  • the tail unit comprises two fins, each fin being arranged in line with one respective one of the side surfaces of the fixed part and having a chord oblique or perpendicular to the vertical direction, each fin being positioned:
  • each fin has a leading edge, a trailing edge, an intrados and an extrados.
  • chord of a fin is defined as a straight line joining the leading edge and the trailing edge of this fin.
  • a chord oblique or perpendicular 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 deflecting a flow of fluid having at least one component oriented vertically upwards.
  • the fins make it possible to better distribute the current lines so as to increase the fluid pressure applied to a lower zone of the mobile part of the tail unit despite the masking of this zone resulting from the thrust reversal.
  • the fins are configured so as to direct air flow lines towards a lower zone of the mobile structure hidden by the thrust reversers when the latter are in the thrust reversal configuration.
  • the fins make it possible to block part of the fluid flowing longitudinally towards the rear and vertically upwards, that is to say from a lower zone. from the fixed structure to an upper zone of the mobile structure. This part of the fluid, blocked by the lower surface of the fins, is therefore reoriented towards the lower zone of the mobile structure. This results in a better distribution of the horizontal forces on the lateral surfaces of the mobile part of the stabilizer and consequently an improvement in the controllability of the aircraft in the landing phase, including in a crosswind.
  • each fin may include a proximal end and a distal end both located in the same horizontal plane.
  • each fin can have a zero angle of incidence.
  • the angle of incidence is the angle formed by the chord of the fin and a relative wind speed vector.
  • the chord may have a length of between twenty-five percent and one hundred percent of an average depth of the movable part of the tail.
  • each fin can have a wingspan of between ten percent and eighty percent of an average depth of the movable part of the tail.
  • each fin may have a profile configured to minimize drag.
  • each fin may have a curved mean line so as to minimize the drag produced by that fin.
  • the tail unit described above is a vertical tail unit since the latter is intended to ensure the stability of the aircraft around the yaw axis.
  • the aircraft can include 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.
  • the fins are in no way intended and do not contribute significantly to stabilizing the aircraft around the pitch axis.
  • the propulsion units 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 current lines in the masking zone produced by the corresponding propulsion unit.
  • the thrust reverser of these propulsion units can be a door reverser.
  • FIG. 1 is a schematic view, already described above, of an aircraft of the prior art, this aircraft comprising a vertical tail unit and propulsion units each equipped with a thrust reverser with doors;
  • FIG. 2 is a schematic view, already described above, of parts of the aircraft of FIG. 1 in the crosswind landing phase, the reversers being in a thrust reversal configuration;
  • FIG. 3 is a schematic perspective view, already described above, of part of the aircraft of FIG. 1, this figure showing a masked zone downstream of one of the reversers in the thrust reversal configuration;
  • FIG. 4 is a partial schematic view, already described above, of the aircraft of FIG. 1, this figure showing streamlines at the level of the vertical stabilizer when the reversers are in the thrust reversal configuration;
  • FIG. 5 is a schematic view of an aircraft according to the invention, this aircraft comprising a vertical stabilizer provided with two fins and propulsion units each equipped with a thrust reverser with doors;
  • FIG. 6 is a partial schematic view of the aircraft of FIG. 5, this figure showing current lines at the level of the vertical stabilizer when the reversers are in the thrust reversal configuration;
  • FIG. 7 is a schematic view of a cross section of one of the fins of the vertical stabilizer of the aircraft of FIG. 5.
  • FIGS 5 and 6 show an aircraft 1 according to the invention.
  • This aircraft 1 differs from that of Figures 1 to 4, described above, essentially in that the vertical tail 5 comprises two fins 20.
  • the fins 20 are fixed.
  • FIGS. 5 et seq. Comprise a frame of reference Z1, Z2 and Z3 respectively defining longitudinal, vertical and lateral directions.
  • the stabilizers 4 and 5 are in this example arranged in a T, the horizontal stabilizer 4 being positioned vertically at the top of the vertical stabilizer 5.
  • the fin 6 and the rudder 7 each comprise two side surfaces.
  • the side surfaces of the fin 6 extend in the longitudinal Z1 and vertical Z2 directions, so that an air flow having a component oriented in the lateral direction Z1 can exert horizontal forces on these side surfaces.
  • the rudder 7 is movable, relative to the fin 6, in rotation about an axis A5 (see FIG. 6).
  • This axis of rotation A5 is located in a median longitudinal plane, or vertical plane, passing through the longitudinal axis Al of the aircraft 1 and being parallel to the directions Z1 and Z2.
  • the axis of rotation A5 is also perpendicular to the lateral direction Zl.
  • the rudder 7 is aligned with the fin 6 so that the lateral surfaces of the rudder 7 also extend in the longitudinal ZI and vertical Z2 directions.
  • One of the fins 20 is arranged to the right of one of the side surfaces of the fin 6 while the other fin 20 is arranged to the right of the other side surface of the fin 6.
  • FIG. 7 shows the profile of the fin 20, that is to say a section of the fin 20 in a transverse plane Z1-Z2 parallel to the aforementioned vertical plane.
  • the fin 20 has a leading edge 21, a trailing edge 22, an intrados 23 and an extrados 24.
  • the fictitious line 30 is a straight line joining the leading edge 21 and the trailing edge 22 and defining a chord of this fin 20.
  • the fictitious line 31 is a line joining the leading edge 21 and the trailing edge 22, each point of which is equidistant from the lower surface 23 and the upper surface 24.
  • the fictitious line 31 defines an average line of the fin 20.
  • chord 30 of the fin 20, in the section of FIG. 7, is perpendicular to the vertical direction Z2.
  • the fin 20 is not twisted along the lateral direction Z3 so that the chord 30 is, in any cross section of this fin 20 parallel to said vertical plane, perpendicular to the vertical direction Z2.
  • the chord 30 can, 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.
  • the chord 30 is inclined with respect to the vertical direction Z2, that is to say that it is either oblique or perpendicular to this direction. vertical Z2.
  • the lower surface 23 of the fin 20 is able to redirect towards said lower zone E2 of the control surface 7 a significant part of a flow of air flowing, before meet the intrados 23, downstream and vertically upwards.
  • chord 30 being in this example horizontal, the angle of incidence of the fin 20 is zero, considering the relative wind oriented parallel to the longitudinal direction Zl, which makes it possible to minimize the drag.
  • the midline 31 of fin 20 is curved, which also helps to minimize drag.
  • the fin 20 can of course have a profile different from that of FIG. 7 without departing from the scope of the invention.
  • the fin 20 has a proximal end 40 and a distal end 41.
  • the proximal end 40 is located at the root of this fin 20.
  • the proximal end 40 and the distal end 41 are here both located in the same horizontal plane parallel to the longitudinal Z1 and lateral Z3 directions.
  • the fin 20 in this example extends horizontally in the lateral direction Zl.
  • the distance between the proximal end 40 and the distal end 41 defines a span XI of the fin 20.
  • the wingspan XI of the fin 20 is between ten percent and eighty percent of an average depth X2 of the rudder 7.
  • the depth X2 of the rudder 7 is the distance, in the longitudinal direction Zl, between a front end 50 and a rear end 51 of the rudder 7 measured in a horizontal plane Z1-Z3.
  • the front end 50 of the rudder 7 is located at its axis of rotation A5, facing a rear end 52 of the fin 6.
  • the rear end 51 of the rudder 7 defines a trailing edge of the rudder 7 and more generally a downstream end of the vertical stabilizer 5.
  • the depth X2 is substantially identical over the entire span of the stabilizer 5. In other embodiments not shown, this depth X2 can vary in the vertical direction Z2.
  • chord 30 of the fin 20 has a length X0 of between twenty-five percent and one hundred percent of the average depth X2 of the rudder 7.
  • the height X3 is the distance, in the vertical direction Z2, between a lower end 60 and an upper end 61 of the control surface 7.
  • the upper end 61 of the rudder 7 is delimited by an inner face of the horizontal tail 4.
  • the lower end 60 of the rudder 7 is located in the extension of a lower end 63 of the fin 6, at the root of this fin 6.
  • the depth X4 of the fin 6 is the distance, in the longitudinal direction Zl, between a front end 62 and said rear end 52 of this fin 6 measured in a horizontal plane Z1-Z3.
  • the front end 62 of the fin 6 forms a leading edge of the vertical stabilizer 5.
  • the fin 20 of FIG. 6 is positioned at a distance X5 from the root of the fin 6 comprised between forty percent and sixty percent of the maximum height X3 of the rudder 7.
  • This positioning can be achieved by establishing said distance X5 between, on the one hand, the leading edge 21 of the fin 20 and, on the other hand, a point of the root of the fin 6 passing through a parallel straight line. in the vertical direction Z2 and passing through the leading edge 21 of the fin 20.
  • the fin 20 of FIG. 6 is positioned upstream of the rudder 7, more precisely so that the leading edge 21 of this fin 20 is at a distance X6 from the rear end 52 of the fin 6 included.
  • the doors 8 and 9 of the thrust reversers of the propulsion units 3A and 3B are open and generate the masking phenomenon described above with reference to FIG. 3.
  • the fins 20 make it possible to distribute the current lines over the majority of the height X3 of the rudder 7 so as to effectively pressurize the lateral surface of the fin 6 and of this rudder 7 on which it is necessary to applying horizontal forces in order to reposition the aircraft 1 around the yaw axis A2 and to guarantee sufficient stability of the aircraft 1 around this yaw axis A2.
  • the fins 20 make it possible to define current lines D3 satisfactorily supplying the lower part E2 of the control surface 7 (see FIG. 6), including in the event of a crosswind.
  • the fins 20 are configured so as to direct the lines of air current towards a lower zone of the control surface 7 masked by the reversers when the latter are in the thrust reversal configuration.
  • the thrust reversers can be gate reversers.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

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).

Description

Description
Titre : Empennage d'aéronef comprenant une gouverne et des ailettes de pressurisation de cette gouverne
Domaine technique
L'invention se rapporte au domaine des empennages pour aéronef.
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.
État de la technique antérieure
Il est représenté à la figure 1 un avion 1 d'affaires conventionnel s'étendant le long d'un axe longitudinal Al. Cet avion 1 comprend un fuselage 2, deux ensembles propulsifs 3 montés en partie arrière du fuselage 2 (un seul ensemble propulsif étant visible à la figure 1), un empennage horizontal 4 et un empennage vertical 5. L'empennage vertical 5 comprend une partie fixe 6, aussi appelée dérive, et une partie mobile 7, aussi appelée gouverne de direction ou de symétrie. La dérive 6 est destinée à stabiliser l'avion 1 autour d'un axe de lacet A2, notamment afin de maintenir l'axe longitudinal Al parallèle à l'axe de la piste en phase d'atterrissage en cas de vent de travers (voir ci-après). La gouverne de symétrie 7 est destinée à contrôler le moment de l'avion 1 autour de l'axe de lacet A2, notamment pour pouvoir maintenir l'axe longitudinal Al parallèle à l'axe de la piste en phase d'atterrissage.
Chacun des ensembles propulsifs 3 comprend un inverseur de poussée ayant une porte supérieure 8 et une porte inférieure 9. A la figure 1, les ensembles propulsifs 3 sont dans une configuration de poussée directe dans laquelle les portes 8 et 9 sont fermées de manière à obturer des ouvertures d'inversion respectives (non représentées sur cette figure).
La figure 2 représente schématiquement les deux ensembles propulsifs (respectivement référencés 3A et 3B) ainsi que l'empennage vertical 5 par rapport audit axe longitudinal Al et à un vent relatif A3. Le vent relatif A3 est le vent généré par la somme du déplacement de l'avion 1 et du vent. A la figure 2, les ensembles propulsifs 3A et 3B 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 supérieure 10A associée à la porte supérieure de l'inverseur de l'ensemble propulsif 3A et une ouverture d'inversion supérieure 10B associée à la porte supérieure de l'inverseur de l'ensemble propulsif 3B.
De manière connue en soi, les portes des ensembles propulsifs 3A et 3B en configuration d'inversion de poussée sont configurées pour rediriger dans un sens amont A4 une partie de l'air sortant des ensembles propulsifs 3A et 3B par les ouvertures d'inversion 10A/10B.
La figure 2 illustre une situation d'atterrissage par vent de travers, entraînant un déplacement de l'avion 1 autour de l'axe de lacet A2 de sorte que son axe longitudinal Al forme un angle B1 avec la direction du vent relatif A3.
Dans ces conditions, l'empennage vertical 5 est susceptible d'être soumis à des courants d'air asymétriques, compte tenu notamment des trajectoires respectives des écoulements d'air sortant des ensembles propulsifs 3A et 3B par les ouvertures d'inversion supérieures 10A et 10B.
En effet, une partie de l'air sortant de l'ensemble propulsif 3B, par l'ouverture d'inversion supérieure 10B, s'écoule typiquement selon une trajectoire 11B passant par une région Cl s'étendant le long de l'une des faces de l'empennage vertical 5 située du côté de cet ensemble propulsif 3B. Une partie de l'air sortant de l'ensemble propulsif 3A, par l'ouverture d'inversion supérieure 10A, s'écoule typiquement selon une trajectoire 11A contournant la dérive 6 et traversant également la région Cl. Du côté de l'ensemble propulsif 3A, une région C2 s'étendant le long de l'autre face de l'empennage vertical 5 se retrouve ainsi sous-alimentée en air.
Indépendamment de tels écoulements asymétriques, la configuration d'inversion de poussée entraîne un masquage d'une zone située en aval des ensembles propulsifs 3 et une réduction des vitesses d'écoulement d'air et de la pression dynamique dans la zone ainsi masquée. Une zone masquée C3 typique est représenté à la figure 3, dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal Al. La zone C3 s'étend latéralement jusqu'à l'empennage vertical 5. Dans de telles conditions, en référence à la figure 4, l'air forme des lignes de courant DI alimentant majoritairement une zone supérieure El de la gouverne 7. Les molécules d'air présentent au niveau d'une zone inférieure E2 de la gouverne 7 tendent à se déplacer vers les zones dans lesquelles les vitesses sont plus importantes, en formant des écoulements ascendants D2 qui rejoignent les lignes de courant DI pour atteindre finalement la zone supérieure El de la gouverne 7.
La gouverne 7 ainsi déventée au niveau de sa zone inférieure E2 et/ou au niveau de la région latérale C2 présente une efficacité réduite susceptible d'entraîner une perte de contrôlabilité de l'avion 1 et potentiellement une sortie de piste.
Exposé de l'invention
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.
Plus généralement, l'invention vise à procurer un empennage permettant de mieux répartir les écoulements d'air lors de l'atterrissage de l'aéronef.
A cet effet, l'invention a pour objet un aéronef comprenant un fuselage, deux ensembles propulsifs montés en partie arrière du fuselage et un empennage destiné à assurer la stabilité de cet aéronef autour d'un axe de lacet, chacun des ensembles propulsifs comprenant un inverseur de poussée, 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.
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.
Dans la présente description, il est entendu que chaque ailette présente un bord d'attaque, un bord de fuite, un intrados et un 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.
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.
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.
Autrement dit, les ailettes sont configurées de manière à orienter des lignes de courant d'air vers une zone inférieure de la structure mobile masquée par les inverseurs de poussée lorsque ceux-ci sont en configuration d'inversion de poussée.
En effet, 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. 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.
Dans un mode de réalisation, chaque ailette peut comprendre une extrémité proximale et une extrémité distale toutes deux situées dans un même plan horizontal.
De préférence, chaque ailette peut présenter un angle d'incidence nul.
De manière conventionnelle, l'angle d'incidence est l'angle formé par la corde de l'ailette et un vecteur vitesse du vent relatif.
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.
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.
De préférence, chaque ailette peut présenter un profil configuré pour minimiser la traînée.
Par exemple, chaque ailette peut présenter une ligne moyenne courbée de manière à minimiser la traînée produite par cette ailette.
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.
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.
A cet égard, les ailettes n'ont aucunement vocation et ne contribuent pas significativement à stabiliser l'aéronef autour de l'axe de tangage.
Les 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.
De préférence, l'inverseur de poussée de ces ensembles propulsifs peut être un inverseur à portes.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.
Brève description des dessins
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique, déjà décrite ci-dessus, d'un aéronef de l'art antérieur, cet aéronef comprenant un empennage vertical et des ensembles propulsifs équipés chacun d'un inverseur de poussée à portes ;
[Fig. 2] est une vue schématique, déjà décrite ci-dessus, de parties de l'aéronef de la figure 1 en phase d'atterrissage par vent de travers, les inverseurs étant dans une configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 3] est une vue schématique en perspective, déjà décrite ci-dessus, d'une partie de l'aéronef de la figure 1, cette figure montrant une zone masquée en aval de l'un des inverseurs en configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 4] est une vue schématique partielle, déjà décrite ci-dessus, de l'aéronef de la figure 1, cette figure montrant des lignes de courant au niveau de l'empennage vertical lorsque les inverseurs sont en configuration d'inversion de poussée ;
[Fig. 5] est une vue schématique d'un aéronef conforme à l'invention, cet aéronef comprenant un empennage vertical doté de deux ailettes et des ensembles propulsifs équipés chacun d'un inverseur de poussée à portes ;
[Fig. 6] est une vue schématique partielle de l'aéronef de la figure 5, cette figure montrant des lignes de courant au niveau de l'empennage vertical lorsque les inverseurs sont en configuration d'inversion de poussée ; [Fig. 7] est une vue schématique d'une section transversale de l'une des ailettes de l'empennage vertical de l'aéronef de la figure 5.
Description détaillée de modes de réalisation
Les figures 5 et 6 montrent un aéronef 1 conforme à l'invention.
Cet aéronef 1 se distingue de celui des figures 1 à 4, décrites ci-dessus, essentiellement en ce que l'empennage vertical 5 comprend deux ailettes 20.
Dans cet exemple, les ailettes 20 sont fixes.
Les figures 5 et suivantes comprennent un référentiel Zl, Z2 et Z3 définissant respectivement des directions longitudinale, verticale et latérale.
La partie fixe 6 et la partie mobile 7 de l'empennage vertical 5, c'est-à-dire la dérive et la gouverne de symétrie, s'étendent selon la direction verticale Z2 tandis que l'empennage horizontal 4 s'étend sensiblement selon la direction latérale Z3.
De manière connue en soi, les empennages 4 et 5 sont dans cet exemple agencés en T, l'empennage horizontal 4 étant positionné verticalement au sommet de l'empennage vertical 5.
La dérive 6 et la gouverne 7 comprennent chacune deux surfaces latérales.
Les surfaces latérales de la dérive 6 s'étendent dans les directions longitudinale Zl et verticale Z2, de sorte qu'un écoulement d'air ayant une composante orientée selon la direction latérale Zl puisse exercer sur ces surfaces latérales des forces horizontales.
De telles forces horizontales appliquées sur les surfaces latérales de la dérive 6 permettent de stabiliser l'aéronef 1 autour de l'axe de lacet A2.
De manière connue en soi, la gouverne 7 est mobile, par rapport à la dérive 6, en rotation autour d'un axe A5 (voirfigure 6). Cet axe de rotation A5 est situé dans un plan longitudinal médian, ou plan vertical, passant par l'axe longitudinal Al de l'aéronef 1 et étant parallèle aux directions Zl et Z2. L'axe de rotation A5 est en outre perpendiculaire à la direction latérale Zl. Dans une position angulaire de référence, la gouverne 7 est alignée avec la dérive 6 de sorte que les surfaces latérales de la gouverne 7 s'étendent, elles aussi, dans les directions longitudinale ZI et verticale Z2.
En déplaçant la gouverne 7 autour de son axe de rotation A5, ses surfaces latérales forment un angle avec le plan vertical, ce qui permet de repositionner l'aéronef 1 dans l'axe de la piste sous l'action desdites forces horizontales s'appliquant sur l'une ou l'autre de ces surfaces latérales.
Concernant les ailettes 20, celles-ci sont symétriques l'une par rapport à l'autre relativement au plan longitudinal médian vertical de l'aéronef 1.
L'une des ailettes 20 est agencée au droit de l'une des surfaces latérales de la dérive 6 tandis que l'autre ailette 20 est agencée au droit de l'autre surface latérale de la dérive 6.
Ce qui est décrit ci-après en référence à une seule ailette 20, qui correspond en l'occurrence à celle visible à la figure 6, s'applique de manière analogue à l'autre ailette 20.
La figure 7 montre le profil de l'ailette 20, c'est-à-dire une section de l'ailette 20 dans un plan transversal Z1-Z2 parallèle au plan vertical précité.
L'ailette 20 présente un bord d'attaque 21, un bord de fuite 22, un intrados 23 et un extrados 24.
Il est représenté à la figure 7 deux lignes fictives 30 et 31. La ligne fictive 30 est une droite joignant le bord d'attaque 21 et le bord de fuite 22 et définissant une corde de cette ailette 20. La ligne fictive 31 est une ligne joignant le bord d'attaque 21 et le bord de fuite 22 dont chaque point est à équidistance de l'intrados 23 et de l'extrados 24. La ligne fictive 31 définit une ligne moyenne de l'ailette 20.
La corde 30 de l'ailette 20, dans la section de la figure 7, est perpendiculaire à la direction verticale Z2.
Dans cet exemple, l'ailette 20 n'est pas vrillée le long de la direction latérale Z3 de sorte que la corde 30 est, dans toute section transversale de cette ailette 20 parallèle audit plan vertical, perpendiculaire à la direction verticale Z2. Dans d'autres modes de réalisation non représentés, la corde 30 peut, au moins dans certaines sections transversales parallèles à ce plan vertical, être oblique à la fois par rapport à la direction verticale Z2 et par rapport à la direction longitudinale Zl.
Dans tous les cas, au moins au niveau de l'emplanture de l'ailette 20, la corde 30 est inclinée par rapport à la direction verticale Z2, c'est-à-dire qu'elle est soit oblique soit perpendiculaire à cette direction verticale Z2.
Compte tenu d'une telle orientation de la corde 30, l'intrados 23 de l'ailette 20 est apte à rediriger vers ladite zone inférieure E2 de la gouverne 7 une partie significative d'un flux d'air s'écoulant, avant de rencontrer l'intrados 23, vers l'aval et verticalement vers le haut.
La corde 30 étant dans cet exemple horizontale, l'angle d'incidence de l'ailette 20 est nul, en considérant le vent relatif orienté parallèlement à la direction longitudinale Zl, ce qui permet de minimiser la traînée.
Dans l'exemple de la figure 7, la ligne moyenne 31 de l'ailette 20 est courbée, ce qui contribue aussi à minimiser la traînée. L'ailette 20 peut bien entendu présenter un profil différent de celui de la figure 7 sans sortir du cadre de l'invention.
En référence à la figure 5, l'ailette 20 présente une extrémité proximale 40 et une extrémité distale 41. L'extrémité proximale 40 est située au niveau de l'emplanture de cette ailette 20.
L'extrémité proximale 40 et l'extrémité distale 41 sont ici toutes deux situées dans un même plan horizontal parallèle aux directions longitudinale Zl et latérale Z3. Autrement dit, l'ailette 20 s'étend dans cet exemple horizontalement selon la direction latérale Zl.
La distance entre l'extrémité proximale 40 et l'extrémité distale 41 définit une envergure XI de l'ailette 20.
En référence aux figures 5 et 6, l'envergure XI de l'ailette 20 est comprise entre dix pour cent et quatre-vingt pour cent d'une profondeur X2 moyenne de la gouverne 7.
La profondeur X2 de la gouverne 7 est la distance, selon la direction longitudinale Zl, entre une extrémité avant 50 et une extrémité arrière 51 de la gouverne 7 mesurée dans un plan horizontal Z1-Z3. L'extrémité avant 50 de la gouverne 7 est située au niveau de son axe de rotation A5, en regard d'une extrémité arrière 52 de la dérive 6. L'extrémité arrière 51 de la gouverne 7 définit un bord de fuite de la gouverne 7 et plus généralement une extrémité aval de l'empennage vertical 5.
Dans cet exemple, la profondeur X2 est sensiblement identique sur toute l'envergure de l'empennage 5. Dans d'autres modes de réalisation non représentés, cette profondeur X2 peut varier selon la direction verticale Z2.
En référence aux figures 6 et 7, la corde 30 de l'ailette 20 présente une longueur X0 comprise entre vingt-cinq pour cent et cent pour cent de la profondeur X2 moyenne de la gouverne 7.
Concernant la position de l'ailette 20 sur la dérive 6, il est considéré une hauteur X3 de la gouverne 7 et une profondeur X4 de la dérive 6 (voir figure 6). Dans cet exemple, la hauteur X3 est la distance, selon la direction verticale Z2, entre une extrémité inférieure 60 et une extrémité supérieure 61 de la gouverne 7.
L'extrémité supérieure 61 de la gouverne 7 est délimitée par une face intérieure de l'empennage horizontal 4.
L'extrémité inférieure 60 de la gouverne 7 est située dans le prolongement d'une extrémité inférieure 63 de la dérive 6, au niveau de l'emplanture de cette dérive 6.
La profondeur X4 de la dérive 6 est la distance, selon la direction longitudinale Zl, entre une extrémité avant 62 et ladite extrémité arrière 52 de cette dérive 6 mesurée dans un plan horizontal Z1-Z3.
L'extrémité avant 62 de la dérive 6 forme un bord d'attaque de l'empennage vertical 5.
Verticalement, l'ailette 20 de la figure 6 est positionnée à une distance X5 de l'emplanture de la dérive 6 comprise entre quarante pour cent et soixante pour cent de la hauteur X3 maximale de la gouverne 7.
Ce positionnement peut être réalisé en établissant ladite distance X5 entre, d'une part, le bord d'attaque 21 de l'ailette 20 et, d'autre part, un point de l'emplanture de la dérive 6 passant par une droite parallèle à la direction verticale Z2 et passant par le bord d'attaque 21 de l'ailette 20. Horizontalement, l'ailette 20 de la figure 6 est positionnée en amont de la gouverne 7, plus précisément de sorte que le bord d'attaque 21 de cette ailette 20 soit à une distance X6 de l'extrémité arrière 52 de la dérive 6 comprise entre la valeur de la longueur X0 de la corde 30 de cette ailette 20, auquel cas le bord de fuite 22 de l'ailette 20 est à une distance nulle de l'extrémité arrière 52 de la dérive 6, et quarante pour cent de la profondeur X4 de la dérive 6, la profondeur X4 étant ici considérée dans un plan horizontal Z1-Z3 passant par l'ailette 20.
En phase d'atterrissage, les portes 8 et 9 des inverseurs de poussée des ensembles propulsifs 3A et 3B sont ouvertes et génèrent le phénomène de masquage décrit ci-dessus en référence à la figure 3.
Dans de telles conditions, les ailettes 20 permettent de répartir les lignes de courant sur la majorité de la hauteur X3 de la gouverne 7 de manière à pressuriser efficacement la surface latérale de la dérive 6 et de cette gouverne 7 sur lesquelles il est nécessaire d'appliquer des forces horizontales afin de repositionner l'aéronef 1 autour de l'axe de lacet A2 et de garantir une stabilité suffisante de l'aéronef 1 autour de cet axe de lacet A2.
Notamment, les ailettes 20 permettent de définir des lignes de courant D3 alimentant de manière satisfaisante la partie inférieure E2 de la gouverne 7 (voir figure 6), y compris en cas de vent de travers.
Autrement dit, les ailettes 20 sont configurées de manière à orienter des lignes de courant d'air vers une zone inférieure de la gouverne 7 masquée par les inverseurs lorsque ceux-ci sont en configuration d'inversion de poussée.
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.

Claims

Revendications
1. Aéronef (1) comprenant un fuselage (2), deux ensembles propulsifs (3A, 3B) montés en partie arrière du fuselage (2) et un empennage (5) destiné à assurer la stabilité de cet aéronef (1) autour d'un axe de lacet (A2), chacun des ensembles propulsifs (3A, 3B) comprenant un inverseur de poussée, l'empennage (5) comprenant une partie fixe (6) et une partie mobile (7), la partie fixe (6) et la partie mobile (7) s'étendant selon une direction verticale (Z2) 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 (7) étant configurée pour pouvoir être orientée de manière à déplacer l'aéronef (1) autour de l'axe de lacet (A2) sous l'action desdites forces horizontales, l'empennage (5) étant caractérisé en ce qu'il comprend deux ailettes (20), chaque ailette (20) étant agencée au droit de l'une respective des surfaces latérales de la partie fixe (6) et présentant une corde (30) oblique ou perpendiculaire par rapport à la direction verticale (Z2), chaque ailette (20) étant positionnée :
- 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).
2. Aéronef (1) selon la revendication 1, dans lequel chaque ailette (20) comprend une extrémité proximale (40) et une extrémité distale (41) toutes deux situées dans un même plan horizontal.
3. Aéronef (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chaque ailette (20) présente un angle d'incidence nul.
4. Aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel, pour chaque ailette (20), la corde (30) présente une longueur (X0) comprise entre vingt-cinq pour cent et cent pour cent d'une profondeur (X2) moyenne de la partie mobile (7) de l'empennage (5).
5. Aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel chaque ailette (20) présente une envergure (XI) comprise entre dix pour cent et quatre-vingt pour cent d'une profondeur (X2) moyenne de la partie mobile (7) de l'empennage (5).
6. Aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel chaque ailette (20) présente une ligne moyenne (31) courbée de manière à minimiser la traînée produite par cette ailette (20).
7. Aéronef (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l'inverseur de poussée de chacun des ensembles propulsifs (3A, 3B) est un inverseur à portes (8, 9).
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