FR3036094A1 - Aeronef a turbomachine(s) - Google Patents

Abstract

Aéronef à turbomachine(s) (26), comportant des ailes (12, 18) balayées par un premier flux de gaz (16) en fonctionnement, caractérisé en ce que chacune desdites ailes comporte au moins une conduite (28) de circulation d'un second flux de gaz (30), qui s'étend le long d'au moins une partie de l'aile correspondante, et en ce que ladite au moins une conduite est raccordée d'une part à des moyens (32) de prélèvement de gaz sur au moins une turbomachine de l'aéronef, pour l'alimentation en gaz de ladite conduite, et d'autre part à des moyens (36) d'éjection dudit gaz prélevé sur au moins une surface de Coanda (38) de ladite aile afin que, en fonctionnement, ledit premier flux de gaz soit entraîné et accéléré par effet Coanda.

Description

1 Aéronef à turbomachine(s) DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un aéronef comportant au moins une turbomachine. ETAT DE L'ART Un aéronef, tel qu'un avion, est équipé d'une ou plusieurs turbomachine(s). L'aéronef comprend en général un fuselage et deux ailes s'étendant sur les côtés du fuselage. Une turbomachine peut être intégrée dans le fuselage de l'aéronef, dans le prolongement de celui-ci, comme c'est le cas pour un avion militaire par exemple. Dans le cas d'un avion de ligne, des turbomachines peuvent être situées sur les côtés du fuselage ou sous les ailes de l'aéronef. La présente invention peut concerner les aéronefs à ailes jointes ou circulaires, tels que celui représenté en figure 1. Les ailes 12 de cet aéronef 10 sont reliées de façon à former une boucle 14 fermée balayée par un flux de gaz (flèches 16) en fonctionnement. Les ailes 12 forment une première paire d'ailes, qui sont reliées entre elles par une seconde paire d'ailes 18. Les ailes 12 s'étendent sensiblement dans un même plan et sont reliées à leurs extrémités longitudinales opposées au fuselage 20 à des premières extrémités longitudinales de la seconde paire d'ailes 18 dont les secondes extrémités longitudinales opposées sont reliées entre elles et ici portées par la queue 22 du fuselage, par l'intermédiaire d'au moins une dérive ou stabilisateur vertical 24 dans l'exemple représenté. L'aéronef 10 est ici équipé de quatre turbomachines 26, une première paire de turbomachines étant portée par une des ailes 18 et une seconde paire de turbomachines étant portée par l'autre aile 18. Les profils des missions des aéronefs sont contraints par des effets aérodynamiques. Parmi ceux-ci, le phénomène de décrochage limite les incidences de l'aéronef. EXPOSE DE L'INVENTION 3036094 2 La présente invention a pour but d'augmenter la plage d'incidence disponible dans le cadre des aéronefs, par exemple à ailes jointes. Elle permet en second lieu d'augmenter la portance des ailes de l'aéronef. L'effet Coandà est le résultat de l'attraction d'un flux de gaz par une 5 surface de Coandà. Le flux de gaz suit la surface de Coandà et subit une déviation avant de s'en détacher avec une trajectoire différente de celle qu'il avait en amont de ladite surface. La présente invention propose d'utiliser cet effet pour atteindre le ou les objectifs précités. L'invention propose à cet effet un aéronef à turbomachine(s), 10 comportant des ailes balayées par un premier flux de gaz en fonctionnement, caractérisé en ce que chacune desdites ailes comporte au moins une conduite de circulation d'un second flux de gaz, qui s'étend le long d'au moins une partie de l'aile correspondante, et en ce que ladite au moins une conduite est raccordée d'une part à des moyens de prélèvement 15 de gaz sur au moins une turbomachine de l'aéronef, et d'alimentation en gaz de ladite conduite, et d'autre part à des moyens d'éjection dudit gaz prélevé sur au moins une surface de Coandà de ladite aile afin que, en fonctionnement, ledit premier flux de gaz soit entraîné et accéléré par effet Coandà.

20 L'accélération du premier flux de gaz par effet Coandà permet notamment la formation d'une couche limite sur l'aile plus résistante au décollement, notamment lors de fortes incidences (réduction du phénomène de décollement). L'aéronef selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des 25 caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - chacune desdites ailes comprend ladite une boucle, ou lesdites ailes sont jointes pour former une boucle, ladite conduite s'étendant sur sensiblement tout le pourtour de la boucle 3036094 3 - lesdites ailes comprennent chacune un intrados et un extrados, qui sont reliés ensemble par un bord d'attaque et par un bord de fuite dudit premier flux de gaz, - lesdits moyens d'éjection sont configurés pour éjecter du gaz sur des 5 surfaces de Coandà des extrados desdites ailes ; en fonctionnement et de façon connue, une dépression a lieu sur l'extrados d'une aile ; l'accélération du premier flux de gaz sur l'extrados d'une aile entraîne une dépression supplémentaire et donc un gain supplémentaire en portance ; cela peut se traduire par une aile plus courte car la portance est augmentée ou une 10 capacité à décoller sur une piste plus courte ou une réduction de consommation de carburant, ainsi que par une réduction de la traînée en cas de forte incidence, - lesdits moyens d'éjection comprennent au moins une fente d'éjection en communication fluidique avec ladite conduite, 15 - la conduite a en section une forme allongée sensiblement le long d'une corde reliant le bord d'attaque au bord de fuite desdites ailes, - la forme en section de la conduite est assimilable au profil en section d'une aile et comprend une première portion périphérique assimilable à un intrados dudit profil et située du côté de l'extrados de l'aile correspondante, 20 et une deuxième portion périphérique assimilable à un extrados dudit profil et située du côté de l'intrados de ladite aile ou portion d'aile correspondante ; la conduite a ainsi en section un profil « inversé » par rapport à celui de l'aile, ce qui permet d'améliorer les performances de l'effet de Coandà, 25 - lesdites première et deuxième portions périphériques sont reliées ensemble par une troisième portion périphérique incurvée qui est située du côté du bord d'attaque de ladite aile correspondante, et qui est configurée pour la mise en rotation du gaz prélevé avant son éjection par lesdits moyens d'éjection, 30 - les moyens de prélèvement sont configurés pour prélever au moins une partie des gaz de combustion de ladite au moins une turbomachine de 3036094 4 l'aéronef et pour alimenter ladite conduite avec les gaz de combustion prélevés, - les moyens de prélèvement comprennent au moins une vanne de régulation du débit de gaz prélevés ; la vanne peut être configurée pour 5 activer ou stopper le prélèvement moteur selon les besoins en vol, et - ladite au moins une turbomachine est portée par ou reliée auxdites ailes. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la 10 description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un aéronef à turbomachines ; - la figure 2 est une vue très schématique partielle d'une boucle et d'une 15 turbomachine, pour illustrer le principe général de l'invention dans le cadre d'une aile à boucle ou d'ailes jointes ; - la figure 3 est une vue schématique en coupe d'une aile (classique, à boucle ou jointe) d'aéronef et d'une turbomachine de cet aéronef, pour illustrer un mode de réalisation de l'invention ; 20 - la figure 4 est une vue schématique en coupe et en perspective de l'aile de la figure 3 ; et - la figure 5 est une vue correspondant à la figure 2 et représente une variante de réalisation de l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE 25 La figure 1 a été décrite dans ce qui précède. Les références utilisées dans le cadre de la description de la figure 1 pourront être utilisées dans ce qui suit pour désigner les mêmes éléments ou des éléments analogues. La figure 2 représente de manière très schématique le principe 30 général de l'invention dans le cadre d'une aile à boucle ou d'ailes jointes, 3036094 5 l'invention étant applicable à une aile classique, comme cela sera expliqué dans le détail dans ce qui suit. Dans la figure 2, la boucle 14 formée par des ailes 12, 18 comprend au moins une conduite 28 de circulation d'un flux de gaz (flèches 30), qui 5 s'étend sur sensiblement tout le pourtour de la boucle 14, c'est-à-dire le long des ailes 12, 18 de l'aéronef 10 de la figure 1 voire également dans la partie de son fuselage 20 qui est reliée aux ailes 12. La conduite 28 est de préférence intégrée dans les ailes, et est ainsi une conduite interne. La conduite 28 est raccordée d'une part à des moyens 32 de 10 prélèvement de gaz 34 sur au moins une turbomachine 26 de l'aéronef, pour l'alimentation en gaz de la conduite 28, et d'autre part à des moyens 36 d'éjection dudit gaz prélevé sur au moins une surface de Coandà 38 de la boucle 14 afin que, en fonctionnement, le flux de gaz 16 qui balaye la boucle soit entraîné et accéléré par effet Coandà par le gaz éjecté.

15 Les figures 3 et 4 représentent un exemple plus concret de réalisation de l'invention. Une seule aile 12 est représentée dans les figures 3 et 4. Cette aile peut être une aile classique, une aile présentant, par exemple à son extrémité distale, une boucle ou bien une aile d'un aéronef à ailes jointes, 20 comme expliqué dans ce qui précède. La description de l'invention qui suit, bien que faite en référence à une aile à boucle ou jointe, ne doit donc pas être considérée comme une limitation de l'invention à ce mode particulier de réalisation de l'invention. Dans les figures 3 et 4, l'aile 12 fait partie d'une boucle 14 telle que 25 visible sur les figures 1 et 2. L'aile 12 a pour section une forme aérodynamique et comprend un extrados 40 et un intrados 42 qui sont reliés entre eux, à l'amont, par un bord 44 d'attaque du flux de gaz 16, et à l'aval, par un bord 46 de fuite de ce flux. De façon connue, l'extrados 40 a un profil plus marqué (incurvé) 30 que celui de l'intrados 42. En vol, une dépression a lieu sur l'extrados 40, la pression étant inférieure à la pression statique, et une surpression a lieu 3036094 6 sur l'intrados 42, la pression étant supérieure à la pression statique. Cela se traduit par une résultante dynamique dont les composantes sont la portance et la traînée, la portance étant orientée de l'intrados vers l'extrados.

5 L'invention présentée a pour but d'augmenter la plage d'incidence au décrochage disponible, par exemple dans le cadre des aéronefs à ailes jointes. Elle permet en second lieu d'augmenter la portance des ailes de l'aéronef. L'aile 12 est équipée d'au moins une turbomachine 26, qui est ici du 10 type à double flux. L'invention n'est toutefois pas limitée à ce type de turbomachine, qui pourrait être à monoflux, à mono, double ou triple corps, un turbopropulseur, une turbomachine à doublet d'hélices coaxiales et contrarotatives du type open rotor, un strato-réacteur, etc. La turbomachine 26 comporte de façon classique un générateur de 15 gaz 48 comportant, d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine qui comprend un arbre d'entraînement d'une soufflante 50 située à l'amont du générateur de gaz 48 et entourée par une nacelle 52. Le flux d'air qui traverse la soufflante 50 est divisé en aval de celle-ci en 20 un flux primaire qui pénètre dans le générateur de gaz, pour être comprimé dans le compresseur, mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion, puis détendu dans la turbine, et en un flux secondaire qui s'écoule autour du générateur de gaz 48 et à l'intérieur de la nacelle 50. La turbomachine 26 est portée par l'aile 12 et reliée à celle-ci au 25 moyen d'un pylône 54. Comme indiqué dans ce qui précède, l'aile 12 (ainsi que la boucle 14 sur tout son pourtour) comprend une conduite 28 de circulation d'un flux de gaz (flèches 30), qui est raccordée d'une part à des moyens 32 de prélèvement de gaz 34 sur la turbomachine 26, pour l'alimentation en gaz 30 de la conduite 28, et d'autre part à des moyens 36 d'éjection dudit gaz prélevé sur au moins une surface de Coandà 38 de l'aile 12.

3036094 7 Dans l'exemple représenté, les moyens de prélèvement 32 comprennent un bras 56 qui s'étend depuis l'intrados 42 de l'aile 12 jusqu'à la turbomachine 26, et plus particulièrement jusqu'à l'extrémité aval de celle-ci de façon à ce que le gaz prélevé soit du gaz de combustion, c'est- 5 à-dire le flux primaire précité après combustion. Le générateur de gaz 48 peut comprendre à son extrémité aval une turbine centrifuge 58 pour l'entraînement d'au moins une partie des gaz de combustion radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine 26. En variante, il serait envisageable de prélever une partie des gaz du 10 flux secondaire de la turbomachine, pour alimenter la boucle 14. Le fait de ne pas prélever de gaz dans ce flux secondaire, qui fournit en général la majeure partie de la poussée de la turbomachine, permet d'optimiser cette poussée. Les moyens de prélèvement 32 peuvent comprendre une vanne 60 15 de régulation du débit de gaz de combustion prélevé, par exemple au niveau de l'extrémité radialement interne du bras 56, comme dans l'exemple représenté. Le bras 56 traverse ici le flux primaire, la nacelle 52 et l'espace s'étendant entre la turbomachine 26 et l'aile 12. Il est de préférence profilé pour limiter les turbulences des gaz qui s'écoulent autour 20 de lui. Le bras 56 est creux ou tubulaire et comprend un passage interne à l'extrémité radialement interne duquel est montée la vanne 60, son extrémité radialement externe débouchant dans la conduite 28 de l'aile 12. La conduite 28 a en section une forme allongée sensiblement le long 25 d'une corde reliant le bord d'attaque 44 au bord de fuite 46 de l'aile 12. Comme cela est visible en figure 3, la forme en section de la conduite 28 est assimilable au profil en section d'une aile. Cependant, cette forme ou ce profil est ici avantageusement inversé, c'est-à-dire que, au lieu d'avoir une forme supérieure d'extrados et une forme inférieure d'intrados (comme 30 l'aile 12), elle a une forme supérieure d'intrados et une forme inférieure d'extrados.

3036094 8 Ainsi, la conduite 28 comprend une première portion périphérique (délimitée par une paroi supérieure 62) assimilable à un intrados d'un profil d'aile et située du côté de l'extrados 40 de l'aile 12, et une deuxième portion périphérique (délimitée par une paroi inférieure 64) assimilable à un 5 extrados du profil d'aile et située du côté de l'intrados 42 de l'aile 12. Dans l'exemple représenté, la paroi supérieure 62 définit à la fois l'extrados 40 de l'aile 12 par sa face supérieure et la première portion périphérique précitée de la conduite 28 par sa face inférieure. La paroi inférieure 64 définissant, par sa face supérieure, la deuxième portion périphérique de la conduite, est 10 par contre indépendante de la paroi de l'aile 12 définissant son intrados 42. Les parois 62, 64 sont reliées directement à leurs extrémités aval pour former une extrémité de conduite 28 en pointe, leurs extrémités amont étant reliées ensemble par une paroi 66 incurvée dont la concavité est orientée vers l'aval. Cette paroi 66 est écartée de la paroi de l'aile 12 15 formant le bord d'attaque 44. Les parois 64, 66 peuvent être configurées pour rigidifier l'aile 12. La paroi 66 est de préférence configurée pour la mise en rotation du gaz prélevé avant son éjection par lesdits moyens d'éjection 36. Ces moyens d'éjection comprennent ici une fente longitudinale 36 20 qui s'étend sur sensiblement toute la longueur de l'aile 12 et de préférence sur la totalité ou quasi-totalité de la boucle 14. La fente 36 peut s'étendre en continu d'une aile 12 à l'autre 18. En variante, elle est discontinue, en particulier au niveau des zones de jonction des ailes à leurs extrémités. Il est envisageable que plus on s'éloigne du moteur et moins le débit de gaz 25 soit important. La discontinuité de la fente au niveau des extrémités des ailes permettrait de préserver les qualités aérodynamiques de l'aile. La fente 36 est ici située sur l'extrados 40 de l'aile 12 et communique avec la conduite 28. Elle est globalement située entre les parois 62 et 66. La fente 36 est définie en amont par une lèvre annulaire d'échappement 68 30 et en aval par un dôme annulaire 70 de disruption Coandà. Par effet Coandà, le flux de gaz éjecté par la fente 36 sur le dôme 70 va s'écouler le 3036094 9 long de la surface de Coandà 38 et à proximité de celle-ci. Le flux rase le profil, le suit et produit une dépression de surface (signe négatif en figure 4) aux vertus accélérantes. Cela produit des dépressions environnantes en chaînes, qui favorisent l'entraînement et l'accélération du flux 16 au 5 voisinage de l'extrados de l'aile 12. Les flèches des figures 3 et 4 montrent le cheminement d'au moins une partie des gaz de combustion en sortie de la turbine 58. Ces gaz circulent radialement de l'intérieur vers l'extérieur, à travers la vanne 60 (qui pourrait être commandée en tout ou rien, selon les conditions de vol) et 10 jusque dans le bras 56. Les gaz de combustion sont acheminés par les bras 56 et se divisent en deux parties à l'extrémité radialement externe du bras pour alimenter respectivement deux portions adjacentes de l'aile 12. Les gaz de combustion circulent sur toute la circonférence de la boucle, à l'intérieur des ailes 12, 18, et sont mis en rotation dans la conduite 28 avant 15 d'être éjectés sur les surfaces de Coandà 38 des ailes 12, 18 par l'intermédiaire des fentes 36. Les portions de flux de gaz de combustion sont rétrécies à leurs entrées dans les fentes 36 ainsi qu'à leurs sorties des fentes. Ces étranglements créent des surpressions des flux de gaz éjectés sur les surfaces de Coandà. Ces éjections créent des zones de 20 basse pression en sortie des fentes, ce qui entraîne un effet d'aspiration de l'air du flux 16. Les flux éjectés se mélangent à cet air et sont guidés par les surfaces de Coandà. La combinaison de l'entraînement et de l'accélération du flux 16 entraîne une vitesse importante des gaz qui balayent la boucle, ce qui permet d'une part d'augmenter la plage d'incidence disponible ainsi 25 que la portance des ailes 12, 18. La variante de réalisation de la figure 5 diffère du mode de réalisation de la figure 2 en ce que la boucle 14' est ici située sur une aile 12'. Autrement dit, l'aéronef ne comprend pas forcément d'ailes jointes comme dans le cas de la figure 1, mais comprend des ailes dont au moins 30 une comprend ou forme une boucle, par exemple à son extrémité longitudinale opposée au fuselage de l'aéronef. La description qui précède 3036094 10 est applicable à cette variante, la turbomachine 26 portée par cette aile 12' permettant d'alimenter en gaz une cavité interne 28 s'étendant sur tout le pourtour de la boucle 14' de l'aile 12'. 5

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Aéronef (10) à turbomachine(s) (26), comportant des ailes (12, 12', 18) balayées par un premier flux de gaz (16) en fonctionnement, caractérisé en ce que chacune desdites ailes comporte au moins une conduite (28) de circulation d'un second flux de gaz (30), ladite conduite (28) s'étendant le long d'au moins une partie de l'aile correspondante, et en ce que ladite au moins une conduite est raccordée d'une part à des moyens (32) de prélèvement de gaz sur au moins une turbomachine de l'aéronef, et d'alimentation en gaz de ladite conduite, et d'autre part à des moyens (36) d'éjection dudit gaz prélevé sur au moins une surface de Coandà (38) de ladite aile afin que, en fonctionnement, ledit premier flux de gaz soit entraîné et accéléré par effet Coandà.
2. 2. Aéronef (10) selon la revendication 1, dans lequel chacune desdites ailes (12') comprend une boucle (14'), ou lesdites ailes sont jointes pour former une boucle (14), ladite conduite s'étendant sur sensiblement tout le pourtour de la boucle.
3. 3. Aéronef (10) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, lesdites ailes (12, 12', 18) comprenant chacune un intrados (42) et un extrados (40), qui sont reliés ensemble par un bord d'attaque (44) et par un bord de fuite (46) dudit premier flux de gaz, lesdits moyens d'éjection (36) sont configurés pour éjecter du gaz sur des surfaces de Coandà (38) des extrados (40) desdites ailes (12, 12', 18).
4. 4. Aéronef (10) selon la revendication 3, dans lequel lesdits moyens 25 d'éjection comprennent au moins une fente d'éjection (36) en communication fluidique avec ladite conduite (28).
5. 5. Aéronef (10) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel la conduite (28) a en section une forme allongée sensiblement le long d'une corde reliant le bord d'attaque (44) au bord de fuite (46) desdites ailes (12, 12', 30 18). 3036094 12
6. 6. Aéronef (10) selon la revendication 5, dans lequel la forme en section de la conduite (28) est assimilable au profil en section d'une aile et comprend une première portion périphérique (62) assimilable à un intrados dudit profil et située du côté de l'extrados (40) de l'aile (12, 12') 5 correspondante, et une deuxième portion périphérique (64) assimilable à un extrados dudit profil et située du côté de l'intrados (42) de ladite aile.
7. 7. Aéronef (10) selon la revendication 6, dans lequel lesdites première et deuxième portions périphériques (62, 64) sont reliées ensemble par une troisième portion périphérique (66) incurvée qui est située du côté du bord 10 d'attaque (44) de ladite aile (12, 12'), et qui est configurée pour la mise en rotation du gaz prélevé avant son éjection par lesdits moyens d'éjection (36).
8. 8. Aéronef (10) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les moyens de prélèvement (32) sont configurés pour prélever au moins 15 une partie des gaz de combustion de ladite au moins une turbomachine (26) de l'aéronef et pour alimenter ladite conduite (28) avec les gaz de combustion prélevés.
9. 9. Aéronef (10) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les moyens de prélèvement (32) comprennent au moins une vanne (60) de 20 régulation du débit de gaz prélevés.
10. 10. Aéronef (10) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ladite au moins une turbomachine (26) est portée par ou reliée auxdites ailes (12, 12', 18).25