FR2898336A1

FR2898336A1 - AERODYNAMIC CARENAGE FOR FIXED REPORTING UNDER AN AIRCRAFT WING

Info

Publication number: FR2898336A1
Application number: FR0602018A
Authority: FR
Inventors: Stephanie Dantin; Thierry Fol; Philippe Jimenez
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2006-03-07
Filing date: 2006-03-07
Publication date: 2007-09-14
Anticipated expiration: 2026-03-07
Also published as: FR2898336B1

Abstract

L'invention se rapporte à un carénage aérodynamique (40) destiné à être rapporté fixement sous une aile (44) d'aéronef, le carénage comprenant un premier et un second flancs latéraux (50a, 50b) espacés selon une direction transversale (Y) du carénage. Selon l'invention, le carénage présente un étranglement (54) selon la direction transversale (Y), formé à l'aide d'un premier renfoncement (56a) pratiqué sur le premier flanc latéral (50a), et également à l'aide d'un second renfoncement (56b) pratiqué sur le second flanc latéral (50b) .The invention relates to an aerodynamic fairing (40) to be fixedly attached to an aircraft wing (44), the fairing comprising first and second lateral flanks (50a, 50b) spaced in a transverse direction (Y). fairing. According to the invention, the fairing has a constriction (54) in the transverse direction (Y), formed by means of a first recess (56a) on the first lateral flank (50a), and also by means of a second recess (56b) formed on the second lateral flank (50b).

Description

CARENAGE AERODYNAMIQUE DESTINE A ETRE RAPPORTE FIXEMENT SOUS UNE AILEAERODYNAMIC FAIRING INTENDED TO BE FASTENED UNDER A WING

D'AERONEF DESCRIPTIONAIRCRAFT DESCRIPTION

La présente invention se rapporte de façon générale à un carénage aérodynamique destiné à être 10 rapporté fixement sous une aile d'aéronef. A titre d'exemple non limitatif, il peut notamment s'agir d'un carénage aérodynamique d'un mât d'accrochage de moteur pour aéronef, tel qu'un turboréacteur. Ce type de mât d'accrochage, également 15 appelé EMS (de l'anglais Engine Mounting Structure ), permet de suspendre le turboréacteur au-dessous de la voilure de l'aéronef, par l'intermédiaire d'un système de montage comprenant une pluralité d'attaches moteur. Dans un tel cas, le carénage 20 aérodynamique concerné peut alors être celui dénommé carénage aérodynamique arrière, qui se trouve dans le prolongement arrière de la structure principale du mât d'accrochage et qui renferme la majeure partie des équipements hydrauliques présents au sein de ce mât. 25 En outre, il peut également s'agir d'un carénage de voie de volet, également appelé FTF (de l'anglais Flap Track Fairing ) et habituellement situé à proximité d'un bord de fuite de l'aile. Globalement, ce carénage de voie de volet permet de 30 renfermer une partie du mécanisme d'entraînement d'un volet mobile de bord de fuite.5 Dans les deux cas précités, c'est-à-dire pour le carénage aérodynamique arrière de mât d'accrochage et le carénage de voie de volet, il est noté que ceux-ci sont rapportés solidairement sous l'intrados de leur aile associée, généralement de manière à s'étendre vers l'arrière au-delà du bord de fuite de cette même aile d'aéronef. En ce qui concerne le mât d'accrochage de moteur d'aéronef, celui-ci est en effet prévu pour constituer l'interface de liaison entre un moteur tel qu'un turboréacteur et une aile de l'aéronef. Il permet de transmettre à la structure de cet aéronef les efforts générés par son turboréacteur associé, et autorise également le cheminement du carburant, des systèmes électriques, hydrauliques, et air entre le moteur et l'aéronef. Afin d'assurer la transmission des efforts, le mât comporte une structure rigide, souvent du type caisson , c'est-à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieur et inférieur et de deux panneaux latéraux raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales. D'autre part, le mât est muni d'un système de montage interposé entre le turboréacteur et la structure rigide du mât, ce système comportant globalement au moins deux attaches moteur, généralement une attache avant et une attache arrière, ainsi qu'un dispositif de reprise des efforts de poussée générés par le turboréacteur. De la même façon, le mât d'accrochage comporte également un second système de montage interposé entre la structure rigide de ce mât et la voilure de l'aéronef, ce second système étant habituellement composé de deux ou trois attaches. Enfin, le mât est pourvu d'une structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamiques de ce même mât. Bien entendu, l'intégration d'un mât d'accrochage sous une aile de l'aéronef conduit inévitablement à des pertes de performance dues à des pertes de portance globale. A cet égard, il est précisé que la présence même du moteur sous l'intrados de l'aile modifie le fonctionnement de cette aile dans toute la zone du moteur, les perturbations rencontrées entraînant des répercutions sur toute l'envergure de l'aile concernée. Naturellement, les mêmes effets néfastes sont rencontrés au niveau de tous les carénages aérodynamiques présents sous une aile d'aéronef, c'est-à-dire sous l'intrados de cette aile, tels que les carénages de voie de volet. L'invention a donc pour but de proposer une solution technique permettant de compenser les pertes de performances rencontrées avec les réalisations de l'art antérieur. The present invention relates generally to an aerodynamic fairing to be fixedly attached under an aircraft wing. By way of non-limiting example, it may in particular be an aerodynamic fairing of an aircraft engine attachment pylon, such as a turbojet engine. This type of attachment pylon, also known as the EMS (Engine Mounting Structure), makes it possible to suspend the turbojet engine below the wing of the aircraft, by means of a mounting system comprising a a plurality of engine attachments. In such a case, the aerodynamic fairing concerned may then be that referred to as the rear aerodynamic fairing, which is in the rear extension of the main structure of the pylon and which contains most of the hydraulic equipment present within this mast. . In addition, it may also be a flap track fairing, also called FTF (Flap Track Fairing) and usually located near a trailing edge of the wing. Overall, this flap track fairing allows to enclose a portion of the drive mechanism of a movable trailing edge flap. In both of the aforementioned cases, that is for the rear aerodynamic mast fairing and the flap track fairing, it is noted that these are integrally attached under the underside of their associated wing, generally so as to extend rearward beyond the trailing edge of this flap. same wing of aircraft. As regards the aircraft engine mount, this is indeed intended to form the connecting interface between an engine such as a turbojet engine and a wing of the aircraft. It makes it possible to transmit to the structure of this aircraft the forces generated by its associated turbojet, and also authorizes the routing of fuel, electrical, hydraulic and air systems between the engine and the aircraft. To ensure the transmission of forces, the mast has a rigid structure, often of the box type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars and two side panels connected to each other via transverse ribs. On the other hand, the mast is provided with a mounting system interposed between the turbojet engine and the rigid structure of the mast, this system generally comprising at least two engine attachments, generally a front attachment and a rear attachment, and a device recovery of the thrust forces generated by the turbojet engine. Similarly, the attachment mast also includes a second mounting system interposed between the rigid structure of the mast and the wing of the aircraft, the second system usually consisting of two or three fasteners. Finally, the mast is provided with a secondary structure ensuring the segregation and maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairings of the same mast. Of course, the integration of an attachment pylon under a wing of the aircraft inevitably leads to performance losses due to overall lift losses. In this respect, it is specified that the presence of the engine itself under the wing's lower surface modifies the operation of this wing throughout the engine area, the disturbances encountered resulting in repercussions on the entire span of the wing concerned. . Naturally, the same adverse effects are encountered in all the aerodynamic fairings present under an aircraft wing, that is to say under the underside of this wing, such as flap track fairings. The invention therefore aims to propose a technical solution to compensate for the performance losses encountered with the achievements of the prior art.

Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un carénage aérodynamique destiné à être rapporté fixement sous une aile d'aéronef et comprenant un premier et un second flancs latéraux espacés selon une direction transversale du carénage aérodynamique. To do this, the invention firstly relates to an aerodynamic fairing to be fixedly attached to an aircraft wing and comprising a first and a second sidewall spaced in a transverse direction of the aerodynamic fairing.

Selon l'invention, il présente un étranglement selon la direction transversale, cet étranglement étant formé à l'aide d'un premier renfoncement pratiqué sur le premier flanc latéral, et préférentiellement également à l'aide d'un second renfoncement pratiqué sur le second flanc latéral. According to the invention, it has a constriction in the transverse direction, this constriction being formed with the aid of a first recess made on the first lateral flank, and preferably also with the aid of a second recess made on the second lateral flank.

Avantageusement, la forme creusée du/des flancs latéraux au niveau de leurs renfoncements respectifs permet de mettre l'écoulement d'air en compression au moment de leur passage dans ce/ces renfoncements. Cela entraîne alors une diminution de la vitesse de cet écoulement, et génère des zones de compression le long du/des flancs latéraux permettant de regagner localement de la portance au niveau de l'intrados de l'aile. De préférence, lorsque l'étranglement est réalisé à l'aide des premier et second renfoncements, on prévoit naturellement que ceux-ci sont situés en regard l'un de l'autre. De façon non limitative, il est prévu que le carénage aérodynamique soit un carénage aérodynamique de mât d'accrochage de moteur pour aéronef, et de préférence un carénage aérodynamique arrière de ce mât. Alternativement, on peut prévoir que ce carénage aérodynamique soit un carénage de voie de volet. D'autre part, l'invention a également pour objet un agencement d'aile pour aéronef comprenant une aile ainsi qu'au moins un carénage aérodynamique tel que celui qui vient d'être présenté, chaque carénage étant monté fixement sous un intrados de l'aile. De cette façon, il est à comprendre qu'une même aile peut être équipée de plusieurs carénages aérodynamiques à étranglement, comme par exemple plusieurs carénages aérodynamiques arrière de mât d'accrochage dans le cas où cette aile est pourvue d'au moins deux moteurs, et/ou plusieurs carénages de voie de volet. De préférence, l'étranglement de chaque carénage aérodynamique se situe au moins en partie sous l'intrados de l'aile, et préférentiellement en intégralité sous ce même intrados afin de pouvoir bénéficier au mieux des effets avantageux liés à la formation des zones de compression au niveau de cet étranglement, se traduisant par une augmentation localisée de la portance. On peut alors prévoir que l'agencement d'aile comprend un mât d'accrochage de moteur incorporant ledit carénage aérodynamique à étranglement comme carénage aérodynamique arrière. Dans ce cas, comme cela a été évoqué précédemment, il est bien entendu envisagé que l'agencement d'aile comporte également un ou plusieurs autres carénages aérodynamiques à étranglement selon l'invention, comme carénage aérodynamique arrière d'un autre mât d'accrochage ou encore comme carénage de voie de volet. En outre, l'invention a également pour objet un mât d'accrochage de moteur pour aéronef, comportant un carénage aérodynamique arrière tel que celui décrit ci-dessus. Enfin, l'invention a pour objet un aéronef comprenant au moins un agencement d'aile tel que celui 30 décrit ci-dessus. Advantageously, the hollow shape of the lateral flanks at their respective recesses makes it possible to put the air flow in compression at the moment of their passage through this recess. This then causes a decrease in the speed of this flow, and generates compression zones along the side flanks / making it possible to regain locally the lift at the lower surface of the wing. Preferably, when the constriction is achieved using the first and second recesses, it is naturally expected that they are located opposite one another. Without limitation, it is expected that the aerodynamic fairing is an aerodynamic fairing aircraft engine mount, and preferably a rear aerodynamic fairing of the mast. Alternatively, it can be provided that this aerodynamic fairing is a flap track fairing. On the other hand, the invention also relates to an aircraft wing arrangement comprising a wing and at least one aerodynamic fairing such as that which has just been presented, each fairing being fixedly mounted under a lower surface of the aircraft. 'wing. In this way, it should be understood that one and the same wing can be equipped with several aerodynamic fairings with throttling, such as for example several aerodynamic rear fairings of suspension pylon in the case where this wing is provided with at least two engines, and / or more shutter track fairings. Preferably, the constriction of each aerodynamic fairing is located at least partially under the wing's lower surface, and preferably entirely under the same underside, in order to benefit at best from the advantageous effects associated with the formation of the compression zones. at the level of this constriction, resulting in a localized increase in lift. It can then be provided that the wing arrangement comprises an engine attachment pylon incorporating said throttled aerodynamic fairing as a rear aerodynamic fairing. In this case, as has been mentioned above, it is of course envisaged that the wing arrangement also comprises one or more other aerodynamic fairings with throttling according to the invention, as rear aerodynamic fairing of another mast attachment or as fairing of shutter track. In addition, the invention also relates to an aircraft engine attachment pylon, comprising a rear aerodynamic fairing such as that described above. Finally, the subject of the invention is an aircraft comprising at least one wing arrangement such as that described above.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des 5 dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue de dessous d'un carénage aérodynamique rapporté fixement sous l'intrados d'une aile d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; 10 - la figure 2 représente une vue de côté d'un assemblage moteur pour aéronef comportant un moteur ainsi qu'un mât d'accrochage de moteur d'aéronef selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, ce mât comportant un carénage aérodynamique 15 arrière identique au carénage montré sur la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue partielle de dessous d'un agencement d'aile selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, cet agencement comportant une aile ainsi que l'assemblage 20 moteur montré sur la figure 2 ; et - la figure 4 représente une vue partielle de dessous d'un agencement d'aile selon un autre mode de réalisation préféré de la présente invention, cet agencement comportant une aile ainsi qu'un carénage de 25 voie de volet identique ou similaire au carénage montré sur la figure 1. En référence tout d'abord à la figure 1, on voit un carénage aérodynamique 40 selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, ce 30 carénage 40 étant rapporté fixement sous l'intrados 42 7 d'une aile 44 d'aéronef, dont les bords de fuite 46 et d'attaque 48 ont été représentés schématiquement. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale du carénage 40 qui est également assimilable à la direction longitudinale de l'aéronef et des turboréacteurs de ce dernier. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport à ce carénage 40 et également assimilable à la direction transversale de l'aéronef et des turboréacteurs de ce dernier, et enfin Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles. D'autre part, les termes avant et arrière sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par les turboréacteurs, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. This description will be made with regard to the attached drawings among which; FIG. 1 represents a view from below of an aerodynamic fairing attached fixedly below the underside of an aircraft wing, according to a preferred embodiment of the present invention; FIG. 2 represents a side view of an aircraft engine assembly comprising a motor and an aircraft engine attachment pylon according to a preferred embodiment of the present invention, this mast comprising an aerodynamic fairing; 15 rear identical to the fairing shown in Figure 1; Figure 3 shows a partial bottom view of a wing arrangement according to a preferred embodiment of the present invention, this arrangement including a wing as well as the motor assembly shown in Figure 2; and FIG. 4 shows a partial bottom view of a wing arrangement according to another preferred embodiment of the present invention, this arrangement including a wing and an identical flap track fairing or similar to the fairing. FIG. 1. Referring firstly to FIG. 1, an aerodynamic fairing 40 according to a preferred embodiment of the present invention is shown, this fairing 40 being fixedly attached under the lower surface 42 of a wing 44 of aircraft, whose trailing edges 46 and attack 48 have been shown schematically. Throughout the following description, by convention, X is called the longitudinal direction of the shroud 40 which is also comparable to the longitudinal direction of the aircraft and turbojet engines of the latter. On the other hand, we call Y the direction transversely oriented with respect to this fairing 40 and also comparable to the transverse direction of the aircraft and the turbojets of the latter, and finally Z the vertical direction or the height, these three directions X, Y and Z being orthogonal to each other. On the other hand, the terms front and rear are to be considered with respect to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbojets, this direction being represented schematically by the arrow 7.

Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, on peut voir que le carénage aérodynamique s'étend en grande partie sous l'intrados 42, mais qu'il se prolonge vers l'arrière au-delà du bord de fuite 46 de l'aile 44. Comme cela sera décrit ultérieurement, on suppose qu'il peut indifféremment s'agir d'un carénage aérodynamique appartenant à un mât d'accrochage, d'un carénage de voie de volet, ou de tout autre carénage rapporté fixement sous l'intrados 42. In this preferred embodiment of the present invention, it can be seen that the aerodynamic fairing extends largely under the lower surface 42, but extends backward beyond the trailing edge 46 of the aircraft. wing 44. As will be described later, it is assumed that it may equally be an aerodynamic fairing belonging to an attachment pylon, a flap track fairing, or any other fairing reported reported under the intrados 42.

Globalement, le carénage 40 comporte deux flancs latéraux 50a, 50b espacés selon la direction transversale Y et donc disposés de part et d'autre d'un plan vertical (non représenté) passant par un axe longitudinal 52 de ce carénage 40, cet axe 52 étant bien entendu parallèle à la direction X. Overall, the fairing 40 has two lateral flanks 50a, 50b spaced in the transverse direction Y and therefore arranged on either side of a vertical plane (not shown) passing through a longitudinal axis 52 of this fairing 40, this axis 52 being of course parallel to the X direction.

Ces flancs latéraux 50a, 50b, auxquels sont généralement adjoints un longeron inférieur et un longeron supérieur (non représentés) pour fermer le carénage, ont la particularité d'être conformés de manière à ce que le carénage 40 présente un étranglement 54 selon la direction Y. En d'autres termes, le carénage 40 dispose d'une zone dite en taille de guêpe obtenue par la forme creusée vers l'intérieur selon la direction Y d'au moins l'un de ses deux flancs latéraux 50a, 50b, et de préférence des deux comme cela est montré sur la figure 1. En effet, il est prévu que le premier flanc latéral 50a comporte un premier renfoncement 56a selon la direction Y, et que le second flanc latéral 50b comporte un second renfoncement 56b toujours selon la direction Y, les deux renfoncements dirigés l'un vers l'autre et donc vers l'intérieur du carénage étant de préférence situés en regard l'un de l'autre, comme le montre la figure 1. Néanmoins, il est noté que les deux renfoncements 56a, 56b ne sont pas forcément symétriques par rapport au plan passant par l'axe 52. Effectivement, ils peuvent être creusés de façon différente, en fonction des caractéristiques d'écoulement recherchées sur les deux flancs latéraux 50a, 50b. A cet égard, il est également noté, comme cela a été évoqué ci-dessus, que seul l'un des deux flancs latéraux 50a, 50b peut être équipé d'un 9 renfoncement selon la direction Y formant l'étranglement 54, l'autre pouvant alors présenter une forme plane et/ou convexe. De préférence, afin de bénéficier de la totalité de la portance générée par les zones de compression de l'écoulement le long de l'étranglement 54, on prévoit que celui-ci se situe en intégralité sous l'intrados 42 de l'aile, à savoir sans faire saillie vers l'avant et/ou vers l'arrière de cette dernière, et donc sans dépasser les bords de fuite et d'attaque 46, 48. A ce titre, comme cela est montré sur la figure 1, les limites arrière 58 et avant 60 de cet étranglement 54 sont données par les limites avant et arrière des renfoncements 56a, 56b formant ce même étranglement et constituant chacun une zone de forme concave agencée entre deux zones de forme convexe. Pour chaque renfoncement 56a, 56b, les limites avant et arrière précitées se situent au niveau où la largeur du carénage en vue de dessous selon la direction Y commence à décroître, comme on peut clairement l'apercevoir sur la figure 1. En référence à présent à la figure 2, on voit un assemblage moteur 1 pour aéronef destiné à être fixé sous une aile de cet aéronef (non représentée), cet assemblage 1 comportant un mât d'accrochage 4 selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, ainsi qu'un moteur 6 tel qu'un turboréacteur accroché sous ce mât 4. These side flanks 50a, 50b, which are generally associated with a lower spar and an upper spar (not shown) to close the fairing, have the particularity of being shaped so that the shroud 40 has a constriction 54 in the Y direction In other words, the fairing 40 has a so-called wasp-size zone obtained by the shape dug inwards in the direction Y of at least one of its two lateral flanks 50a, 50b, and Preferably, it is provided that the first lateral flank 50a has a first recess 56a in the Y direction, and that the second lateral flank 50b has a second recess 56b still according to the Y direction, the two recesses directed towards each other and therefore towards the inside of the fairing being preferably located opposite one another, as shown in FIG. 1. Nevertheless, it is noted that thetwo recesses 56a, 56b are not necessarily symmetrical with respect to the plane passing through the axis 52. Indeed, they can be hollowed out differently, depending on the desired flow characteristics on the two lateral flanks 50a, 50b. In this regard, it is also noted, as mentioned above, that only one of the two lateral flanks 50a, 50b may be provided with a recess in the Y direction forming the constriction 54, other may then have a flat shape and / or convex. Preferably, in order to benefit from the totality of the lift generated by the zones of compression of the flow along the throat 54, it is expected that it lies completely under the lower surface of the wing, that is, without protruding forwardly and / or rearwardly of the latter, and thus without exceeding the trailing and attacking edges 46, 48. In this respect, as shown in FIG. Rear limits 58 and before 60 of this constriction 54 are given by the front and rear limits of the recesses 56a, 56b forming the same constriction and each constituting a concave shaped zone arranged between two convex-shaped zones. For each recess 56a, 56b, the aforesaid front and rear limits are at the level where the width of the fairing in bottom view along the Y direction begins to decrease, as can clearly be seen in Figure 1. Referring now FIG. 2 shows a motor assembly 1 for an aircraft intended to be fixed under a wing of this aircraft (not shown), this assembly 1 comprising an attachment pylon 4 according to a preferred embodiment of the present invention, as well as a motor 6 such as a turbojet hooked under this mast 4.

Globalement, le mât d'accrochage 4 comporte une structure rigide 8, également appelée structure primaire, portant des moyens d'accrochage du moteur 6, ces moyens d'accrochage disposant d'une pluralité d'attaches moteur 10, 12, ainsi que d'un dispositif de reprise des efforts de poussée 14 générés par le moteur 6. A titre indicatif, il est noté que l'assemblage 1 est destiné à être entouré d'une nacelle (non représentée), et que le mât d'accrochage 4 comporte une autre série d'attaches (non représentées) rapportées sur la structure rigide 8 et permettant d'assurer la suspension de cet assemblage 1 sous la voilure de l'aéronef. Sur cette figure 2, on peut voir que la direction X, représentant donc également la direction longitudinale du turboréacteur 6, est parallèle à un axe longitudinal 5 de ce turboréacteur. De plus, on aperçoit également les deux attaches moteur 10, 12, le dispositif de reprise des efforts de poussée 14, la structure rigide 8 du mât d'accrochage 4, ainsi qu'une pluralité de structures secondaires rapportées sur la structure rigide 8. Ces structures secondaires assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des éléments de carénage aérodynamique seront décrits ci-après. Overall, the attachment pylon 4 comprises a rigid structure 8, also called a primary structure, carrying means for fastening the engine 6, these attachment means having a plurality of engine attachments 10, 12, as well as a device for taking up the thrust forces 14 generated by the engine 6. As an indication, it is noted that the assembly 1 is intended to be surrounded by a nacelle (not shown), and that the attachment pylon 4 comprises another series of fasteners (not shown) reported on the rigid structure 8 and to ensure the suspension of this assembly 1 under the wing of the aircraft. In this FIG. 2, it can be seen that the direction X, thus also representing the longitudinal direction of the turbojet engine 6, is parallel to a longitudinal axis 5 of this turbojet engine. In addition, the two engine attachments 10, 12, the thrust force take-up device 14, the rigid structure 8 of the suspension pylon 4 and a plurality of secondary structures attached to the rigid structure 8 are also visible. These secondary structures ensuring the segregation and maintenance of the systems while supporting aerodynamic fairing elements will be described below.

Il est indiqué que le turboréacteur 6 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 18 de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante 20, et comporte vers l'arrière un carter central 22 de plus petite dimension, renfermant le coeur de ce turboréacteur. Les carters 18 et 22 sont bien entendu solidaires l'un de l'autre. It is stated that the turbojet engine 6 has at the front of a large fan casing 18 delimiting an annular fan duct 20, and comprises a rearward central casing 22 of smaller size, enclosing the core of this fan. turbojet. Housings 18 and 22 are of course integral with each other.

Comme on peut l'apercevoir sur la figure 2, les attaches moteur 10, 12 du mât 4 sont prévues au nombre de deux, et respectivement dénommées attache moteur avant et attache moteur arrière. As can be seen in Figure 2, the engine fasteners 10, 12 of the mast 4 are provided in the number of two, respectively called front engine attachment and rear engine attachment.

Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, la structure rigide 8 prend la forme d'un caisson s'étendant de l'arrière vers l'avant, sensiblement selon la direction X. Le caisson 8 prend alors la forme d'un mât de conception similaire à celle habituellement observée pour les mâts d'accrochage de turboréacteurs, notamment en ce sens qu'il est pourvu de nervures transversales (non représentées) prenant chacune la forme d'un rectangle orienté dans un plan YZ. In this preferred embodiment of the present invention, the rigid structure 8 takes the form of a box extending from the rear towards the front, substantially in the direction X. The box 8 then takes the form of a mast of similar design to that usually observed for the turbojet latches, in particular in that it is provided with transverse ribs (not shown) each taking the form of a rectangle oriented in a plane YZ.

Les moyens d'accrochage de ce mode de réalisation préféré comportent tout d'abord l'attache moteur avant 10 interposée entre une extrémité avant de la structure rigide 8 également appelée pyramide, et une partie supérieure du carter de soufflante 18. The attachment means of this preferred embodiment first comprise the front engine attachment 10 interposed between a front end of the rigid structure 8 also called pyramid, and an upper part of the fan casing 18.

L'attache moteur avant 10 est conçue de manière classique et connue de l'homme du métier. D'autre part, l'attache moteur arrière 12, également réalisée de façon classique et connue de l'homme du métier, est quant à elle interposée entre la structure rigide 8 et le carter central 22. Toujours en référence à la figure 2, on compte parmi les structures secondaires du mât 4 une structure aérodynamique avant 24, un carénage aérodynamique arrière 40 de conception identique à celle du carénage 40 de la figure 1, un carénage de raccordement 28 des structures aérodynamiques avant et arrière, et un carénage aérodynamique arrière inférieur 30. Plus précisément, la structure aérodynamique avant 24 est placée à l'avant de l'aile et au-dessus de la structure primaire 8. Elle est montée fixement sur la structure rigide 8, et présente une fonction de profil aérodynamique entre une partie supérieure des capots de soufflante articulés sur celle-ci, et le bord d'attaque de la voilure. Cette structure aérodynamique avant 24 dispose alors non seulement d'une fonction de carénage aérodynamique, mais permet également la mise en place, la ségrégation et le cheminement de différents systèmes (air, électrique, hydraulique, carburant). De plus, la partie avant de cette structure 24 n'étant pas au contact de la structure rigide 8, il est habituellement interposé un échangeur thermique dans l'espace défini entre ces deux éléments. Directement dans le prolongement arrière de cette structure 24, monté au-dessus de la structure rigide 8 et sous l'aile de l'aéronef, se trouve le carénage de raccordement 28, également appelé karman . Ensuite, toujours vers l'arrière, le carénage de raccordement 28 est prolongé par le carénage aérodynamique arrière 40, qui contient la majeure partie des équipements hydrauliques et qui est donc équipé de l'étranglement 54 selon la direction Y. Ce carénage 40 est de préférence situé entièrement en arrière par rapport à la structure rigide 8 ainsi que sous l'intrados de l'aile, et est attaché fixement sous cette même aile. De plus, son extrémité arrière fait généralement saillie du bord de fuite de son aile associée. Enfin, sous la structure rigide 8 et le carénage aérodynamique arrière 40, se trouve le carénage aérodynamique arrière inférieur 30, également appelé bouclier ou Aft Pylon Fairing . Ses fonctions essentielles sont la formation d'une barrière anti-feu, et la formation d'une continuité aérodynamique entre la sortie du moteur et le mât d'accrochage. Naturellement, l'étranglement 54 pourrait également être défini au moins en partie par d'autres éléments du mât 4 en plus du carénage 40, comme par exemple le carénage de raccordement 28, sans sortir du cadre de l'invention. En référence à présent à la figure 3, on peut apercevoir une partie d'un agencement d'aile 100 selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, comportant une aile 44 ainsi que l'assemblage moteur 1 montré sur la figure 2. Sur cette figure, on peut voir que l'assemblage est positionné sous l'aile 44 de sorte que l'intégralité de l'étranglement 54 prévu sur le carénage aérodynamique arrière 40 du mât 4 se trouve situé sous l'intrados 42. The front engine attachment 10 is designed in a conventional manner and known to those skilled in the art. On the other hand, the rear engine attachment 12, also made in a conventional manner and known to those skilled in the art, is interposed between the rigid structure 8 and the central casing 22. Still with reference to FIG. the secondary structures of the mast 4 include a front aerodynamic structure 24, a rear aerodynamic fairing 40 identical in design to that of the fairing 40 of Figure 1, a connecting fairing 28 of the aerodynamic front and rear structures, and a rear aerodynamic fairing lower 30. More specifically, the front aerodynamic structure 24 is placed at the front of the wing and above the primary structure 8. It is fixedly mounted on the rigid structure 8, and has an aerodynamic profile function between a upper part of the fan cowls articulated on it, and the leading edge of the wing. This aerodynamic structure before 24 then not only has an aerodynamic fairing function, but also allows the introduction, segregation and routing of different systems (air, electrical, hydraulic, fuel). In addition, the front part of this structure 24 is not in contact with the rigid structure 8, it is usually interposed a heat exchanger in the space defined between these two elements. Directly in the rear extension of this structure 24, mounted above the rigid structure 8 and under the wing of the aircraft, is the connecting fairing 28, also called karman. Then, still towards the rear, the connecting fairing 28 is extended by the rear aerodynamic fairing 40, which contains the major part of the hydraulic equipment and which is thus equipped with the constriction 54 in the direction Y. This fairing 40 is preferably located entirely behind the rigid structure 8 and the underside of the wing, and is fixedly fixed under the same wing. In addition, its rear end is generally protruding from the trailing edge of its associated wing. Finally, under the rigid structure 8 and the rear aerodynamic fairing 40, is the lower rear aerodynamic fairing 30, also called shield or Aft Pylon Fairing. Its essential functions are the formation of a fire barrier, and the formation of an aerodynamic continuity between the engine output and the rigging mast. Naturally, the constriction 54 could also be defined at least in part by other elements of the mast 4 in addition to the fairing 40, such as the connecting fairing 28, without departing from the scope of the invention. Referring now to FIG. 3, a portion of a wing arrangement 100 according to a preferred embodiment of the present invention can be seen having a wing 44 as well as the engine assembly 1 shown in FIG. In this figure, it can be seen that the assembly is positioned under the wing 44 so that the entire throttle 54 provided on the rear aerodynamic fairing 40 of the mast 4 is located under the lower surface 42.

Une alternative de réalisation visible sur la figure 4 consiste à prévoir que l'agencement d'aile 100 comporte la même aile 44, mais en combinaison avec un ou plusieurs carénages de voie de volet 40 montés fixement sous l'intrados 42 et disposant d'un étranglement 54 selon la direction Y. An alternative embodiment visible in FIG. 4 consists in providing that the wing arrangement 100 comprises the same wing 44, but in combination with one or more flap track fairings 40 fixedly mounted under the lower surface 42 and having a constriction 54 in the direction Y.

14 L'invention se rapporte également à un agencement d'aile 100 combinant les deux agencements qui viennent d'être décrits, à savoir comportant une aile, au moins un carénage aérodynamique arrière de mât d'accrochage et au moins un carénage de voie de volet, chacun de ces carénages disposant préférentiellement d'un étranglement selon la direction Y. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux réalisations selon l'invention qui viennent d'être décrites, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.The invention also relates to a wing arrangement 100 combining the two arrangements which have just been described, namely comprising a wing, at least one rear aerodynamic fairing of the suspension pylon and at least one fairing of a landing lane. component, each of these fairings preferably having a constriction in the direction Y. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art achievements according to the invention which have just been described, only as examples non-limiting.

Claims

Aerodynamic fairing (40) to be fixedly attached under an aircraft wing (44), said fairing comprising first and second lateral flanks (50a, 50b) spaced in a transverse direction (Y) of said aerodynamic fairing, characterized in that said aerodynamic fairing (40) has a constriction (54) in said transverse direction (Y), formed with a first recess (56a) formed on said first lateral flank (50a).

Aerodynamic fairing (40) according to claim 1, characterized in that said constriction (54) is also formed by means of a second recess (56b) formed on said second lateral flank (50b).

3. aerodynamic fairing (40) according to claim 2, characterized in that said first and second recesses (56a, 56b) are located opposite one another.

4. Aerodynamic fairing (40) according to any one of the preceding claims, characterized in that it is an aerodynamic fairing aircraft engine mount (4) for aircraft. 16

5. Aerodynamic fairing (40) according to claim 4, characterized in that it is a rear aerodynamic fairing of the attachment pylon.

6. Aerodynamic fairing (40) according to any one of claims 1 to 3, characterized in that it is a shroud lane fairing.

An aircraft wing arrangement (100) comprising a wing (44) and at least one aerodynamic fairing (40) according to any of the preceding claims, each fairing (40) being fixedly mounted under a lower surface (42). ) of said wing.

8. A wing arrangement (100) for aircraft according to claim 7, characterized in that said constriction (54) of each aerodynamic fairing (40) is located at least partially under the intrados (42) of said wing.

9. A wing arrangement (100) for an aircraft according to claim 8, characterized in that said constriction (54) of each aerodynamic fairing (40) is located entirely under the intrados (42) of said wing.

10. An aircraft wing arrangement (100) according to any one of claims 7 to 9, characterized in that it comprises a motor attachment pylon (4) incorporating said aerodynamic fairing (40) as rear aerodynamic fairing .

Aircraft engine attachment pylon (4), characterized in that it comprises a rear aerodynamic fairing (40) according to any one of claims 1 to 3.

12. Aircraft characterized in that it comprises at least one wing arrangement (100) according to any one of claims 7 to 10.10