FR2680831A1

FR2680831A1 - PROCESS FOR ESTABLISHING THE ENTRY PROFILE OF THE NACELLE OF AN AIRPLANE GAS TURBINE ENGINE AND INTAKE OF THE NACELLE AS WELL AS NACELLE OBTAINED USING THIS PROCESS.

Info

Publication number: FR2680831A1
Application number: FR9210308A
Authority: FR
Inventors: Stockman Norber Ogden; Yates David Eugene
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-08-27
Publication date: 1993-03-05
Also published as: GB9218203D0; GB2259114A

Abstract

La nacelle (90) selon la présente invention comporte une entrée qui, de face, a une forme classique et, vue de côté, présente un profil en arc de cercle. Le profil en arc de cercle est déterminé par trois points H1 , H2 , H3 de bord d'attaque situés à des endroits supérieur, latéraux et inférieur extrêmes de la nacelle avec chaque endroit de point de bord d'attaque situé à une distance individuellement prédéterminée par rapport à un plan qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'entrée.The nacelle (90) according to the present invention has an entrance which, from the front, has a conventional shape and, seen from the side, has an arcuate profile. The circular arc profile is determined by three leading edge points H1, H2, H3 located at extreme top, side and bottom locations of the nacelle with each leading edge point location located at an individually predetermined distance. with respect to a plane which is perpendicular to the longitudinal axis of the entrance.

Description

Procédé pour établir le profil de l'entrée de la nacelle d'un moteur àMethod for establishing the entrance profile of the nacelle of a

turbine à qaz d'avion et entrée de nacelle ainsi que nacelle obtenues à l'aide de ce procède La présente invention concerne les nacelles pour les moteurs à turbine à gaz d'un avion et elle a trait, plus particulièrement, aux nacelles qui sont réalisées de manière que le profil latéral de l'entrée d'air de la The present invention relates to nacelles for gas turbine engines of an airplane and relates, more particularly, to nacelles which are so that the lateral profile of the air inlet of the

nacelle présente une configuration en arc de cercle (CAP). nacelle has a circular arc configuration (CAP).

Un avion de transport subsonique classique comprend, de façon typique, des moteurs à turbine à gaz montés sur l'aile qui sont installés en dessous de l'aile au moyen de pylônes classiques et qui sont entourés par une nacelle annulaire classique pour être pourvue d'une enveloppe à profil aérodynamique continu En se référant à la figure 1, on voit que l'on y a représenté un exemple d'avion de transport commercial subsonique 10 mû par des moteurs à soufflante carénée, chaque moteur étant monté sur une aile de part et d'autre du plan Une seule aile et un seul moteur sont représentés sur la figure 1 Un moteur 12 à soufflante carénée est monté sur une aile 14 à l'aide d'un pylône classique 16 Autour du moteur 12 se trouve une nacelle 18 qui canalise un écoulement d'air 20, sous forme d'un courant libre, dans et autour du moteur 12 Le moteur 12 utilise l'écoulement d'air 20 pour la combustion et la A conventional subsonic transport aircraft typically includes wing mounted gas turbine engines which are installed below the wing by means of conventional pylons and which are surrounded by a conventional annular nacelle to be provided with an envelope with a continuous aerodynamic profile Referring to FIG. 1, it can be seen that there is shown an example of a subsonic commercial transport aircraft 10 powered by engines with faired blowers, each engine being mounted on a wing of on either side of the plane A single wing and a single motor are shown in FIG. 1 A motor 12 with a shrouded fan is mounted on a wing 14 using a conventional pylon 16 Around the motor 12 is a nacelle 18 which channels an air flow 20, in the form of a free current, into and around the motor 12 The motor 12 uses the air flow 20 for combustion and

création de la poussée.creation of the thrust.

Sur la figure 2 on a représenté une vue en coupe axiale verticale de la nacelle 18 et du moteur 12 de la figure 1 Le moteur 12 présente un axe longitudinal classique 22 qui, pendant le vol de croisière de l'avion , est disposé suivant un angle d'attaque a E de moteur, cet angle a E étant formé par la direction de l'écoulement d'air 20 et l'axe 22 du moteur La nacelle 18 comprend une partie avant globalement annulaire 24 d'entrée d'air de nacelle et une partie arrière annulaire classique 26 de nacelle La partie arrière est espacée du moteur 12 de manière à former un conduit de dérivation classique 28 et s'étend vers l'aval depuis une soufflante classique 30 du In Figure 2 there is shown a vertical axial sectional view of the nacelle 18 and the engine 12 of Figure 1 The engine 12 has a conventional longitudinal axis 22 which, during the cruise flight of the aircraft, is arranged in a angle of attack a E of the engine, this angle a E being formed by the direction of the air flow 20 and the axis 22 of the engine The nacelle 18 comprises a generally annular front portion 24 of air intake of nacelle and a conventional annular rear part 26 of the nacelle The rear part is spaced from the motor 12 so as to form a conventional bypass duct 28 and extends downstream from a conventional blower 30 of the

moteur 12.motor 12.

Pendant un fonctionnement classique, le moteur actionne la soufflante 30 qui dérive à travers le conduit de dérivation une partie de l'écoulement d'air 20 du courant libre pour créer une poussée destinée à propulser l'avion 10 Une partie de l'écoulement d'air 20 est canalisée, de façon classique, à travers le moteur 12 o elle est mélangée avec le combustible et subit une combustion pour engendrer des gaz de combustion qui sont déchargés du moteur 12 après avoir entraîné, entre autre, During conventional operation, the motor activates the blower 30 which drifts through the bypass duct part of the air flow 20 of the free current to create a thrust intended to propel the aircraft 10 Part of the flow d the air 20 is channeled, in a conventional manner, through the engine 12 where it is mixed with the fuel and undergoes combustion to generate combustion gases which are discharged from the engine 12 after having driven, inter alia,

la soufflante 30.the blower 30.

En se référant encore à la figure 2, on voit que la partie avant 24 de nacelle comprend un bord d'attaque Referring again to FIG. 2, it can be seen that the front part 24 of the nacelle comprises a leading edge

annulaire 34 (appelé "hilite" dans la technique anglo- annular 34 (called "hilite" in the English technique

saxonne) qui forme une surface d'amont d'une face d'entrée globalement annulaire 36 recevant l'écoulement d'air 20, de Saxon) which forms an upstream surface of a generally annular inlet face 36 receiving the air flow 20, of

courant libre, pour le canaliser jusqu'à la soufflante 30. free current, to channel it to the blower 30.

L'écoulement d'air 20 qui pénètre dans la face d'entrée 36 est également appelé "veine d'air tubulaire de captage" 38 qui pénètre dans la partie avant 24 de la nacelle par la face d'entrée 36 L'écoulement d'air 40 qui déborde est la partie de l'écoulement d'air de courant libre qui pénètre dans la face d'entrée 36 mais non pas dans la soufflante 30 et qui est dévié autour de la partie avant 24 de la nacelle. La partie avant de la nacelle comprend un col ou gorge 42 Le col 42 est défini comme étant une région d'écoulement de superficie minimale et se trouve en aval du bord d'attaque 34 Un diffuseur annulaire 44 s'étend vers l'aval depuis le col 42 jusqu'à la soufflante 30 Le col est dimensionné en vue de canaliser un débit massique prédéterminé de l'écoulement d'air 20 à travers la soufflante 30 Le diffuseur 44 est disposé de manière à communiquer avec la face d'entrée 36, le col 42 et le moteur 12 et est dimensionné et configuré en vue de réduire la vitesse de l'écoulement d'air tout en augmentant sa The air flow 20 which enters the inlet face 36 is also called "tubular collecting air stream" 38 which enters the front part 24 of the nacelle via the inlet face 36 The flow d the air 40 which overflows is the part of the free current air flow which enters the inlet face 36 but not into the blower 30 and which is deflected around the front part 24 of the nacelle. The front part of the nacelle comprises a neck or groove 42 The neck 42 is defined as being a flow region of minimum surface area and is located downstream of the leading edge 34 An annular diffuser 44 extends downstream from the neck 42 to the blower 30 The neck is dimensioned in order to channel a predetermined mass flow rate of the air flow 20 through the blower 30 The diffuser 44 is arranged so as to communicate with the inlet face 36 , the neck 42 and the motor 12 and is dimensioned and configured in order to reduce the speed of the air flow while increasing its

pression statique.static pressure.

La figure 3 est une vue en perspective frontale de la nacelle de la figure 2 En se référant à la figure 3, on voit que l'entrée de la partie avant 24 de la nacelle comprend, en outre, des premier et second côtés espacés transversalement 58 et 60, respectivement, s'étendant de façon opposée depuis la quille 52 jusqu'à la couronne 50 et radialement vers l'extérieur depuis l'axe 46 de l'entrée, que l'on va décrire ultérieurement La couronne supérieure radiale 50 et la quille inférieure radiale 52 sont des coupes transversales de la partie avant 24 de la nacelle le Figure 3 is a front perspective view of the nacelle of Figure 2 Referring to Figure 3, it can be seen that the entrance to the front part 24 of the nacelle further comprises first and second sides spaced transversely 58 and 60, respectively, extending opposite from the keel 52 to the crown 50 and radially outward from the axis 46 of the entry, which will be described later The upper radial crown 50 and the radial bottom keel 52 are cross sections of the front part 24 of the nacelle the

long d'un plan vertical passant par l'axe longitudinal 22. along a vertical plane passing through the longitudinal axis 22.

Les entrées de nacelle classiques sont, de façon typique, "penchées", c'est-à-dire inclinées vers le bas, l'axe longitudinal ou axe oblique d'entrée d'air du diffuseur de la nacelle étant incliné par rapport à l'axe longitudinal du moteur Cet axe d'entrée d'une nacelle peut être courbé de manière à correspondre à la courbure de l'écoulement d'air à l'intérieur de l'entrée On peut trouver un exemple d'un tel axe longitudinal d'entrée courbé d'entrée d'air dans le brevet US NO 4 722 357 Cette disposition d'axe incliné permet à la face de l'entrée d'air de la nacelle d'être perpendiculaire au courant d'air libre lorsque l'avion se trouve dans son mode de fonctionnement en vol de croisière prévu à la conception et se traduit par une minimisation de la trainée installée le long de la nacelle L'angle aigu formé par l'axe 46 de l'entrée et l'axe 22 du moteur est appelé l'angle d'obliquité, a D, et constitue un paramètre géométrique fixe L'angle formé par l'axe 22 du moteur et l'écoulement d'air 20 est appelé l'angle d'attaque a E du moteur, lequel angle varie avec les modes de fonctionnement variables de l'avion. La figure 4 est une vue en coupe transversale schématique d'un exemple de nacelle 18 et représente la relation de coincidence de l'axe 46 de l'entrée d'air et de l'écoulement d'air 20 pendant le mode de fonctionnement en vol de croisière prévu à la conception On remarquera que la face 36 de l'entrée est perpendiculaire à l'axe 46 de l'entrée De plus, l'angle d'attaque a E du moteur, lorsque l'avion se trouve dans le mode de fonctionnement en vol de croisière prévu à la conception est égal à l'angle d'obliquité, a D Toutefois, l'angle d'attaque a E du moteur varie en fonction du mode de fonctionnement de l'avion, comme représenté sur la figure 5 La figure 5 est une vue en coupe transversale, donné à titre d'exemple, de la nacelle Conventional nacelle inlets are typically "leaning", that is to say inclined downwards, the longitudinal axis or oblique axis of air inlet of the nacelle diffuser being inclined relative to the longitudinal axis of the motor This entry axis of a nacelle can be curved so as to correspond to the curvature of the air flow inside the entry. An example of such an axis can be found. longitudinal air inlet curved in US Patent No. 4,722,357 This inclined axis arrangement allows the face of the air inlet of the nacelle to be perpendicular to the flow of free air when the aircraft is in its operating mode in cruising flight provided for in the design and results in a minimization of the drag installed along the nacelle The acute angle formed by the axis 46 of the inlet and the axis 22 of the motor is called the obliquity angle, a D, and constitutes a fixed geometrical parameter The angle formed by the axis 22 of the engine and the air flow 20 is called the angle of attack a E of the engine, which angle varies with the variable operating modes of the airplane. Figure 4 is a schematic cross-sectional view of an exemplary nacelle 18 and shows the coincidence relationship of the axis 46 of the air inlet and the air flow 20 during the operating mode in cruise flight planned at design time Note that the face 36 of the entry is perpendicular to the entry axis 46 In addition, the angle of attack a E of the engine, when the airplane is in the cruising flight operating mode provided for in the design is equal to the skew angle, a D However, the engine attack angle a E varies depending on the operating mode of the aircraft, as shown in Figure 5 Figure 5 is a cross-sectional view, given by way of example, of the nacelle

18 pendant le mode de fonctionnement en vol ascensionnel. 18 during the ascending flight operating mode.

Une comparaison avec la figure 4 permet de remarquer que l'angle d'attaque a E du moteur est plus grand pendant que l'avion est en vol ascensionnel que pendant son vol de croisière normal Il existe donc une plage de valeurs de a E A comparison with FIG. 4 makes it possible to note that the angle of attack a E of the engine is greater while the airplane is in ascending flight than during its normal cruising flight. There is therefore a range of values of a E

pendant les diverses conditions de fonctionnement. during the various operating conditions.

Du fait que le poids et la trainée d'un avion sont des points importants à prendre en considération, il est souhaitable que la nacelle soit aussi petite que possible et aussi légère que possible pour réduire le poids et la tramnée aérodynamique due au courant libre s'écoulant à travers et autour de la nacelle La longueur, le diamètre et l'épaisseur de la nacelle sont des paramètres qui sont Since the weight and drag of an aircraft are important points to consider, it is desirable that the nacelle be as small as possible and as light as possible to reduce the weight and aerodynamic drag due to the free current s flowing through and around the nacelle The length, diameter and thickness of the nacelle are parameters which are

en relation directe avec le poids et la traînée. directly related to weight and drag.

Des paramètres de performances aérodynamiques typiques pour évaluer un fonctionnement à faible vitesse de la nacelle comprennent la récupération de pression totale, la distorsion de pression circonférencielle, la valeur possible d'angle d'attaque de la nacelle sans séparation d'écoulement, et les effets de vent transversal agissant sur la nacelle Quand l'avion est en vol de croisière, les questions de performance à prendre en considération comprennent la variation de la traînée le long de la surface extérieure de la nacelle par suite des modifications de l'écoulement de l'air dans le moteur, le nombre de Mach du courant d'air libre, et l'angle d'incidence de l'écoulement du courant d'air libre par rapport à la nacelle Le nombre de Mach indique le rapport entre la vitesse de la nacelle lorsque celle-ci se déplace Typical aerodynamic performance parameters for evaluating low speed operation of the nacelle include total pressure recovery, circumferential pressure distortion, possible value of nacelle angle of attack without flow separation, and effects crosswind acting on the nacelle When the aircraft is in cruise flight, performance issues to be considered include the variation in drag along the exterior surface of the nacelle due to changes in the flow of the nacelle. in the engine, the Mach number of the free air stream, and the angle of incidence of the flow of the free air stream relative to the nacelle The Mach number indicates the ratio between the speed of the nacelle when it moves

dans l'air et la vitesse du son dans l'air. in the air and the speed of sound in the air.

En outre, l'accroissement des problèmes que posent l'environnement se sont traduits par une réglementation qui, de façon typique, limite l'intensité acceptable du son qui peut être émis vers le sol pendant une opération de décollage à faible vitesse Les entrées des nacelles classiques nécessitent un traitement acoustique à l'intérieur de la nacelle pour satisfaire à la réglementation sur le bruit et nécessitent des lèvres inférieures de nacelle relativement épaisses pour satisfaire aux besoins d'un angle d'attaque élevé à faible vitesse afin d'obtenir une marge acceptable de séparation d'écoulement Ces deux exigences ajoutent du poids à la nacelle et la lèvre inférieure relativement épaisse accroît In addition, the increase in environmental problems has resulted in regulations that typically limit the acceptable intensity of sound that can be emitted to the ground during a low-speed take-off operation. conventional nacelles require acoustic treatment inside the nacelle to comply with noise regulations and require relatively thick nacelle lower lips to meet the needs of a high angle of attack at low speed in order to obtain a acceptable margin of flow separation These two requirements add weight to the nacelle and the relatively thick lower lip increases

en outre la traînée.furthermore the drag.

Un des procédés proposés pour réduire le bruit au sol engendré par les moteurs à turbine d'avion a consisté à utiliser des nacelles présentant un profil d'entrée en biseau ou en forme d'écope Dans le passé, on a soumis à des essais divers types de profil d'entrée "biseauté" ou en forme d'écope Ces profils d'entrée sont caractérisés par le fait que la lèvre inférieure de la nacelle fait saillie vers l'avant par rapport à la lèvre supérieure de cette nacelle, c'est-à-dire que la lèvre inférieure s'étend vers l'avant du plan d'entrée classique On se rend compte clairement de cette caractéristique en examinant les figures 6 A, 6 B et 6 C La figure 6 A est une vue de côté d'une entrée 70 formant déflecteur L'entrée 70 reçoit l'écoulement d'air 20 et dirige cet écoulement vers le moteur 12 L'entrée 70 formant déflecteur présente un profil en escalier, les limites avant de l'entrée 70 étant définies par un bord d'attaque supérieur 72 et un bord One of the methods proposed for reducing the ground noise generated by aircraft turbine engines has consisted in using nacelles having a bevel or scoop-shaped entry profile. In the past, various tests have been carried out types of entry profile "beveled" or scoop-shaped These entry profiles are characterized by the fact that the lower lip of the nacelle projects forward relative to the upper lip of this nacelle, it that is to say that the lower lip extends towards the front of the conventional entry plane. This characteristic is clearly seen by examining FIGS. 6 A, 6 B and 6 C. FIG. 6 A is a view of side of an inlet 70 forming a deflector The inlet 70 receives the air flow 20 and directs this flow towards the motor 12 The inlet 70 forming a deflector has a stepped profile, the front limits of the inlet 70 being defined by an upper leading edge 72 and an edge

d'attaque inférieur 74.lower attack 74.

La figure 6 B est une vue de côté montrant une entrée 76 en forme d'écope dont le profil commençant au bord d'attaque supérieur 78 est une ligne droite verticale qui s'incurve pour se raccorder à la limite inférieure extrême définie par le bord d'attaque inférieur 80 La figure 6 C est une vue de côté d'une entrée "biseautée" 80 dont le profil est caractérisé par une ligne droite qui est inclinée de façon positive et qui raccorde le bord FIG. 6B is a side view showing an inlet 76 in the form of a scoop, the profile of which begins at the upper leading edge 78 is a straight vertical line which curves to join the extreme lower limit defined by the edge lower attack 80 FIG. 6 C is a side view of a "bevelled" entry 80 whose profile is characterized by a straight line which is inclined positively and which connects the edge

d'attaque supérieur 82 au bord d'attaque inférieur 84. upper leading edge 82 at lower leading edge 84.

Les conceptions "biseautées" ou en forme d'écope sont en outre caractérisées par le fait que la face d'entrée n'est pas perpendiculaire à l'axe de l'entrée On voit que la lèvre inférieure prolongée du profilé d'entrée "biseauté" ou en forme d'écope empêche le bruit de se propager vers le sol par le fait que le bruit est réfléchi vers le haut Toutefois, les caractéristiques spécifiées pour la conception ne doivent pas avoir d'effets nuisibles The "bevelled" or scoop-shaped designs are further characterized by the fact that the entry face is not perpendicular to the axis of the entry. It can be seen that the extended lower lip of the entry profile " beveled "or scoop-shaped prevents the noise from propagating towards the ground by the fact that the noise is reflected upwards However, the characteristics specified for the design must not have harmful effects

sur les performances du moteur.on engine performance.

Pendant l'essai aérodynamique des nacelles présentant le profil d'entrée en forme de biseau ou d'écope, il a été démontré que les possibilités en ce qui concerne l'angle d'attaque à faible vitesse (AOA) de telles During the aerodynamic test of nacelles with the bevel or scoop-shaped entry profile, it has been shown that the possibilities with regard to the angle of attack at low speed (AOA) of such

entrées se trouvent considérablement améliorées. entries are greatly improved.

Malheureusement, les performances aérodynamiques des autres parties de la nacelle, à savoir la lèvre supérieure et les côtés, se trouvent compromises L'aptitude de l'écoulement d'air à continuer d'adhérer à la lèvre supérieure se dégrade aux conditions d'angle d'attaque aux faibles vitesses en présence d'un écoulement élevé (conditions statiques au sol) dans le cas d'entrées d'air du type représenté sur la figure 6 C Les côtés des entrées d'air ont tendance à engendrer des tourbillons et, par conséquent, à produire une forte distorsion de pression totale sur la face de la soufflante lorsque la forme du profil est fortement courbée ou discontinue, comme dans le cas des figures 6 A et 6 B. La raison pour laquelle ces effets se produisent est que l'écoulement de l'air pénétrant dans l'entrée se trouve modifié par le décalage vers l'avant ou vers l'arrière d'une des lèvres par rapport à l'autre Aux rapports de débit massique (MFR) supérieurs à un, un débit massique plus grand d'air est attiré dans l'entrée autour des lèvres arrière que ce qui se produirait si ces lèvres se trouvaient dans un plan perpendiculaire à l'axe de l'entrée comme c'est le cas dans la conception classique habituelle L'inverse est vrai pour des rapports d'écoulement massique (MFR) inférieurs à l'unité o un écoulement massique plus grand d'air "déborde" de l'entrée autour des lèvres arrière et un débit d'écoulement massique plus faible autour des lèvres avant En général, cette variation de débit massique améliore les performances aérodynamiques des lèvres avant, ce qui permet des épaisseurs de lèvre plus faibles et diminue les performances aérodynamiques des lèvres arrière, ceci nécessitant des épaisseurs de lèvre plus grandes pour compenser la perte de performances Normalement, on serait libre d'augmenter l'épaisseur et la longueur de ces lèvres jusqu'à ce que l'on ait satisfait aux exigences de performances. C'est pourquoi, un objet général de la présente invention est de réaliser une nacelle présentant de Unfortunately, the aerodynamic performance of the other parts of the nacelle, namely the upper lip and the sides, is compromised The ability of the air flow to continue to adhere to the upper lip degrades at the angle conditions of attack at low speeds in the presence of a high flow (static conditions on the ground) in the case of air inlets of the type shown in FIG. 6 C The sides of the air inlets tend to generate vortices and , therefore, to produce a strong total pressure distortion on the face of the blower when the shape of the profile is strongly curved or discontinuous, as in the case of FIGS. 6 A and 6 B. The reason why these effects occur is that the flow of air entering the inlet is modified by the shift forwards or backwards of one of the lips with respect to the other At the mass flow ratios (MFR) greater than one , a greater mass flow of air is drawn into the inlet around the rear lips than would occur if these lips were in a plane perpendicular to the axis of the inlet as is the case in conventional conventional design The opposite is true for mass flow ratios (MFR) less than unity o a larger mass flow of air "overflows" from the inlet around the rear lips and a lower mass flow rate around of the front lips In general, this variation in mass flow improves the aerodynamic performance of the front lips, which allows thinner lip thicknesses and decreases the aerodynamic performance of the rear lips, this requiring greater lip thicknesses to compensate for the loss of performance Normally, one would be free to increase the thickness and length of these lips until the performance requirements have been met. Therefore, a general object of the present invention is to provide a nacelle having

meilleures caractéristiques d'écoulement d'air. better air flow characteristics.

La présente invention a également pour objet un procédé pour établir le profil de l'entrée d'une nacelle d'un moteur à turbine à gaz ayant un aspect en arc de cercle d'une façon générale, la nacelle présentant un axe géométrique d'entrée et comportant des lèvres supérieure, inférieure et latérale réparties d'une façon générale asymétriquement autour de l'entrée, ce procédé consistant: (a) à choisir un plan de référence perpendiculaire à l'axe de l'entrée de la nacelle; (b) à choisir un point Hl de bord d'attaque sur la lèvre supérieure de l'entrée de la nacelle à une distance AXI du plan de référence; (c) à choisir une paire de points H 2 de bord d'attaque de part et d'autre de l'axe géométrique d'entrée sur les lèvres latérales respectives à une distance AX 2 du plan de référence; il (d) à choisir un point H 3 de bord d'attaque sur la lèvre inférieure de l'entrée de la nacelle à une distance AX 3 du plan de référence; et (e) à configurer le bord d'attaque des lèvres supérieure, inférieure et latérales de l'entrée de la nacelle de manière qu'il passe par les points H 1, H 2 et H 3 de bord d'attaque de manière à établir un profil en arc de cercle. La présente invention a également pour objet une entrée d'écoulement d'air pour une nacelle d'un moteur à turbine à gaz, caractérisée par le fait qu'elle comporte une lèvre supérieure et une lèvre inférieure ainsi qu'une paire de lèvres latérales opposées s'étendant entre les lèvres supérieure et inférieure pour définir une ouverture continue de réception d'écoulement d'air orientée vers l'avant d'une façon générale, lesdits bords latéraux ayant un profil arqué d'une façon générale avec au moins une des lèvres supérieure et inférieure s'étendant vers l'avant The present invention also relates to a method for establishing the profile of the entrance to a nacelle of a gas turbine engine having an appearance in an arc of a circle in general, the nacelle having a geometric axis of entrance and comprising upper, lower and lateral lips distributed generally asymmetrically around the entrance, this method consisting: (a) in choosing a reference plane perpendicular to the axis of the entrance to the nacelle; (b) choosing a point H1 of the leading edge on the upper lip of the entrance to the nacelle at a distance AXI from the reference plane; (c) choosing a pair of points H 2 of the leading edge on either side of the input geometric axis on the respective lateral lips at a distance AX 2 from the reference plane; it (d) choosing a point H 3 of the leading edge on the lower lip of the entrance to the nacelle at a distance AX 3 from the reference plane; and (e) configuring the leading edge of the upper, lower and lateral lips of the entrance to the nacelle so that it passes through the leading edge points H 1, H 2 and H 3 so as to establish a profile in an arc. The present invention also relates to an air flow inlet for a nacelle of a gas turbine engine, characterized in that it comprises an upper lip and a lower lip as well as a pair of lateral lips. opposites extending between the upper and lower lips to define a generally forward-facing continuous air flow receiving opening, said side edges having a generally arcuate profile with at least one upper and lower lips extending forward

d'un point central desdits bords latéraux. from a central point of said lateral edges.

Selon une caractéristique de l'invention, le profil latéral des bords latéraux comprend un arc s'étendant depuis la lèvre supérieure jusqu'à la lèvre inférieure, chacune desdites lèvres supérieure et inférieure s'étendant According to a characteristic of the invention, the lateral profile of the lateral edges comprises an arc extending from the upper lip to the lower lip, each of said upper and lower lips extending

vers l'avant du point central des bords latéraux. forward from the center point of the side edges.

Selon une autre caractéristique de l'invention, ledit profil arqué commence d'une façon générale au point central des bords latéraux et s'étend jusqu'à la lèvre inférieure. Selon une autre caractéristique encore de l'invention, le profil arqué comprend un arc de cercle partiel. Selon une autre caractéristique encore de According to another characteristic of the invention, said arcuate profile generally begins at the central point of the lateral edges and extends to the lower lip. According to yet another characteristic of the invention, the arcuate profile comprises a partial arc of a circle. According to yet another characteristic of

l'invention, ledit profil arqué comprend un arc elliptique. the invention, said arcuate profile comprises an elliptical arc.

Selon une autre caractéristique encore de l'invention, les bords latéraux s'étendent sensiblement suivant une ligne droite d'une façon générale depuis le According to yet another characteristic of the invention, the lateral edges extend substantially along a straight line generally from the

point central jusqu'à la lèvre supérieure. central point to the upper lip.

L'invention a encore pour objet une entrée pour une nacelle à turbine à gaz, comprenant: une lèvre supérieure et une lèvre inférieure; un point H 1 de bord d'attaque situé à l'endroit le plus en avant de la lèvre supérieure; un point H 3 de bord d'attaque situé à l'endroit le The invention also relates to an inlet for a gas turbine nacelle, comprising: an upper lip and a lower lip; a point H 1 of the leading edge situated at the frontmost point of the upper lip; a leading edge point H 3 located at the

plus en avant de la lèvre inférieure. more in front of the lower lip.

une lèvre latérale située en arrière dudit endroit le plus en avant de la lèvre supérieure et en arrière de l'endroit le plus en avant de la lèvre inférieure, ladite lèvre latérale s'étendant entre la lèvre supérieure et la lèvre inférieure et reliant ces lèvres; et un point H 2 de bord d'attaque situé sur la lèvre supérieure parallèlement à l'axe longitudinal de l'entrée de ladite nacelle; l'entrée de la nacelle présentant un profil en arc a lateral lip situated behind said foremost place of the upper lip and behind the foremost place of the lower lip, said lateral lip extending between the upper lip and the lower lip and connecting these lips ; and a leading edge point H 2 located on the upper lip parallel to the longitudinal axis of the entrance to said nacelle; the entrance to the nacelle with an arched profile

de cercle d'une façon générale.of a circle in general.

Selon une caractéristique de l'invention, le profil en arc de cercle relie les points H 1 et H 2 de bord d'attaque. Selon une autre caractéristique encore de l'invention, le profil en arc de cercle relie les points H 2 According to a characteristic of the invention, the arcuate profile connects the points H 1 and H 2 of the leading edge. According to yet another characteristic of the invention, the arcuate profile connects the points H 2

et H 3 de bord d'attaque.and H 3 at the leading edge.

Selon une autre caractéristique encore de l'invention, le profil en arc de cercle relie les points According to yet another characteristic of the invention, the arcuate profile connects the points

H 1, H 2 et H 3 de bord d'attaque.H 1, H 2 and H 3 leading edge.

L'invention a également pour objet une nacelle pour un moteur à turbine à gaz ayant un profil en arc de cercle The invention also relates to a nacelle for a gas turbine engine having a circular arc profile.

d'une façon générale à une entrée de la nacelle. generally at an entrance to the nacelle.

Cet objet ainsi que d'autres objets et avantages sont obtenus grâce à une nacelle comportant un col ou gorge qui permet de donner aux lèvres supérieure et inférieure de la nacelle une épaisseur aussi faible qu'on le désire pour satisfaire aux exigences de performance en disposant les lèvres latérales de manière que la nacelle, vue de côté, présente un profil en arc de cercle (CAP) Le profil est déterminé par des points de bord d'attaque (appelés "hilite points" dans la technique anglo-saxonne) qui se trouvent sur les lèvres supérieure, latérales et inférieure Les points de bord d'attaque sont les points situés les plus en avant le long de l'axe longitudinal de l'entrée pour This object as well as other objects and advantages are obtained thanks to a nacelle comprising a neck or throat which makes it possible to give the upper and lower lips of the nacelle a thickness as small as desired to meet the performance requirements by having the lateral lips so that the nacelle, seen from the side, has a circular arc profile (CAP) The profile is determined by leading edge points (called "hilite points" in the Anglo-Saxon technique) which are found on the upper, lateral and lower lips The leading edge points are the points which are furthest forward along the longitudinal axis of the entry for

chacune des lèvres supérieure, latérales et inférieure. each of the upper, lateral and lower lips.

En étant ainsi réalisée, l'entrée conserve les avantages d'un angle d'attaque (AOA) pour faible vitesse de l'entrée en biseau tout en augmentant les performances de la lèvre supérieure Les performances des lèvres latérales diminuent en présence d'un vent transversal, mais cette diminution peut être contrecarrée par des lèvres plus épaisses Le profil en arc de cercle (CAP> supprime le profil fortement courbé ou discontinuités de l'entrée en By being thus produced, the entry retains the advantages of an angle of attack (AOA) for low speed of the bevel entry while increasing the performance of the upper lip. The performance of the lateral lips decreases in the presence of a transverse wind, but this decrease can be counteracted by thicker lips The profile in an arc of a circle (CAP> removes the strongly curved profile or discontinuities of the entry in

forme d'écope, ce qui empêche la création de tourbillons. scoop shape, which prevents the creation of vortices.

La nacelle peut être réalisée de telle sorte que les points de bord d'attaque forment un arc de cercle lorsqu'on les The nacelle can be made in such a way that the leading edge points form an arc of a circle when they are

regarde de côté.look aside.

On va maintenant décrire la présente invention de façon plus complète en se référant aux dessins annexés, sur lesquels: la figure X est une représentation schématique, à titre d'exemple, d'un avion de transport subsonique comportant un moteur à turbine à gaz monté sur l'aile; la figure 2 est une vue en coupe transversale à titre d'exemple, de la nacelle qui est représentée montée sur l'aile de l'avion de la figure 1; la figure 3 est une vue de face en perspective, à titre d'exemple, de l'agencement de nacelle représenté sur la figure 2; la figure 4 est une vue en coupe transversale schématique, à titre d'exemple, d'une nacelle, cette vue montrant l'angle d'attaque a E du moteur pendant un mode de fonctionnement en vol de croisière; la figure 5 est une vue en coupe transversale schématique, à titre d'exemple, d'une nacelle, cette vue montrant l'angle d'attaque a E du moteur pendant le mode de fonctionnement en vol ascensionnel; la figure 6 A est une vue de côté schématique, à titre d'exemple, d'une nacelle comportant une entrée formant déflecteur; la figure 6 B est une vue de côté schématique, à titre d'exemple, d'une nacelle comportant une entrée en forme d'écope; la figure 6 C est une vue de côté schématique, à titre d'exemple, d'une nacelle comportant une entrée en forme de biseau; la figure 7 A est une vue isométrique d'un exemple d'entrée en forme d'arc de cercle (CAP) suivant un premier mode de réalisation de la présente invention; la figure 7 B est une vue de côté de la nacelle de la figure 7 A et représente le profil en arc de cercle; la figure 7 C est une vue de face de l'exemple d'entrée à profil en arc de cercle (CAP) de la figure 7 A; la figure 7 D est une vue de dessous de la nacelle de la figure 7 A; la figure 8 est une vue de côté schématique de la nacelle de la figure 7 et montre un profil en arc de cercle; la figure 9 est une vue de côté schématique d'une nacelle selon un mode de réalisation de la présente invention, cette vue montrant comment les points de bord d'attaque se trouvent à une distance prédéterminée d'un plan de référence; les figures l OA et l OB sont des vues de côté schématiques d'un mode de réalisation de la présente invention, cette vue montrant comment les points de bord d'attaque peuvent être choisis de manière à modifier le profil latéral d'une nacelle; les figures l A-l C sont des graphiques comparant les performances d'entrée classique et d'entrée à profil en arc de cercle dans le cas d'un angle d'attaque de valeur élevée et à vitesse faible; et les figures 12 et 13 sont des graphiques montrant les améliorations de performance des entrées à profil en arc de cercle (CAP) pendant le déco 11 age;-de l'avion-et pendant The present invention will now be described in more detail with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. X is a diagrammatic representation, by way of example, of a subsonic transport aircraft comprising a gas turbine engine mounted on the wing; Figure 2 is a cross-sectional view by way of example, of the nacelle which is shown mounted on the wing of the aircraft of Figure 1; Figure 3 is a perspective front view, by way of example, of the nacelle arrangement shown in Figure 2; FIG. 4 is a diagrammatic cross-sectional view, by way of example, of a nacelle, this view showing the angle of attack a E of the engine during an operating mode in cruising flight; FIG. 5 is a schematic cross-sectional view, by way of example, of a nacelle, this view showing the angle of attack a E of the engine during the mode of operation in ascending flight; FIG. 6 A is a schematic side view, by way of example, of a nacelle comprising an inlet forming a deflector; Figure 6B is a schematic side view, by way of example, of a nacelle having a scoop-shaped inlet; Figure 6C is a schematic side view, by way of example, of a nacelle having a bevel-shaped inlet; FIG. 7 A is an isometric view of an example of entry in the shape of an arc of a circle according to a first embodiment of the present invention; Figure 7 B is a side view of the nacelle of Figure 7 A and shows the profile in an arc; FIG. 7 C is a front view of the example of an entry with a circular arc profile (CAP) of FIG. 7 A; Figure 7 D is a bottom view of the nacelle of Figure 7 A; Figure 8 is a schematic side view of the nacelle of Figure 7 and shows a profile in an arc; FIG. 9 is a schematic side view of a nacelle according to an embodiment of the present invention, this view showing how the leading edge points are at a predetermined distance from a reference plane; Figures l OA and OB are schematic side views of an embodiment of the present invention, this view showing how the leading edge points can be chosen so as to modify the lateral profile of a nacelle; FIGS. 1A-1C are graphs comparing the performance of conventional input and input with an arcuate profile in the case of an angle of attack of high value and at low speed; and FIGS. 12 and 13 are graphs showing the improvements in performance of the entries with a circular arc profile (CAP) during the 11 age decoration; -from the airplane -and during

sa-moutée avec moteur hors fonction,: respectivement. sa-brute with engine off ,: respectively.

En se référant à la figure 7 A, on voit que cette figure est une vue isométrique d'une nacelle 90 construite selon un premier mode de réalisation de la présente invention et destinée à loger un moteur à turbine à gaz (non représenté) La nacelle comprend une entrée d'air 92 qui est formée par la zone de lèvre supérieure 94, la zone de lèvre inférieure 96, et les zones de lèvres latérales, 98 et 100 La gorge ou col 102 représente une région de section d'écoulement minimale dans l'entrée d'air de la nacelle 90 A l'endroit situé le plus en avant sur la lèvre supérieure se trouve le point H 1 de bord d'attaque A l'arrière du point supérieur Hl de bord d'attaque sur la zone 100 de lèvre latérale est le point H 2 de bord d'attaque, c'est-à-dire le point situé le plus en avant sur la lèvre latérale Un point correspondant H 2 ' de bord d'attaque se trouve sur la zone 98 de lèvre latérale Une ligne tracée entre le point H 2 de bord d'attaque et le point correspondant H 2 ' de bord d'attaque serait perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'entrée de la nacelle 90 A l'endroit le plus en avant de la lèvre inférieure se trouve le point H 3 de bord d'attaque Les points Hl et H 3 de bord d'attaque sont tous deux situés en Referring to FIG. 7 A, it can be seen that this figure is an isometric view of a nacelle 90 constructed according to a first embodiment of the present invention and intended to house a gas turbine engine (not shown) The nacelle includes an air inlet 92 which is formed by the upper lip zone 94, the lower lip zone 96, and the lateral lip zones, 98 and 100 The groove or neck 102 represents a region of minimum flow cross section in the air inlet of the nacelle 90 At the point furthest forward on the upper lip is the point H 1 of the leading edge At the rear of the upper point H1 of the leading edge in the area 100 of lateral lip is the point H 2 of the leading edge, that is to say the point located furthest forward on the lateral lip A corresponding point H 2 'of the leading edge is located on the zone 98 lateral lip A line drawn between the leading edge point H 2 and the corr point spanning H 2 'of the leading edge would be perpendicular to the longitudinal axis of the entrance to the nacelle 90 At the point most forward of the lower lip is the point H 3 of the leading edge The points H 1 and H 3 of leading edge are both located in

avant des points H 2 et H 2 ' de bord d'attaque. before the leading edge H 2 and H 2 'points.

La figure 7 B est une vue de côté de la nacelle 90 et montre comment les contours de la nacelle forment un profil en arc de cercle (CAP) 104 qui est défini par les points H 1, H 2 et H 3 de bord d'attaque La figure 7 C est une vue de face d'un exemple de la zone 102 de l'entrée à profil en arc de cercle et la figure 7 D est une vue de dessous de la nacelle 90 qui donne au lecteur une autre appréciation des relations spatiales entre le point inférieur H 3 de bord d'attaque et les points latéraux H 2 et Figure 7B is a side view of the nacelle 90 and shows how the contours of the nacelle form an arcuate profile (CAP) 104 which is defined by the points H 1, H 2 and H 3 of edge of attack FIG. 7 C is a front view of an example of the zone 102 of the entry with a circular arc profile and FIG. 7 D is a view from below of the nacelle 90 which gives the reader another appreciation of the spatial relationships between the lower leading point H 3 and the lateral points H 2 and

H 2 ' de bord d'attaque.H 2 'leading edge.

Sur la figure 8, on a représenté une vue de côté de la nacelle 90, l'axe longitudinal 118 du moteur définissant le centre du moteur 12 L'axe longitudinal de l'entrée ou In Figure 8, there is shown a side view of the nacelle 90, the longitudinal axis 118 of the engine defining the center of the engine 12 The longitudinal axis of the inlet or

ligne centrale 106 définit le centre du col ou gorge 102. central line 106 defines the center of the neck or throat 102.

Le profil de l'entrée est indiqué par CAP, c'est-à-dire le profil en arc de cercle, 104 reliant les points Hl, H 2 et H 3 de bord d'attaque situés le long de l'axe longitudinal The profile of the entry is indicated by CAP, that is to say the profile in an arc, 104 connecting the points Hl, H 2 and H 3 of leading edge located along the longitudinal axis.

106 de l'entrée.106 from the entrance.

L'entrée à profil en arc de cercle (CAP) selon la présente invention présente un profil que l'on détermine en spécifiant les prolongements de lèvre AX par rapport à un certain plan de référence qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal 106 de l'entrée Sur la figure 9, le plan de référence 122 est séparé par une distance AX 1 du point Hl de bord d'attaque, par une distance AX 2 des points H 2/H 2 ' de bord d'attaque et par une distance AX 3 du point H 3 de bord d'attaque On remarquera qu'il n'est pas nécessaire que AX 1 soit égal à AX 3, de sorte que l'entrée du moteur peut avoir une configuration asymétrique Une valeur de AX est spécifiée pour chaque point de bord d'attaque, les trois valeurs de AX déterminant le profil en arc de cercle de la nacelle Le profil en arc de cercle donne une distribution régulière ou continue de AX depuis le sommet de la nacelle jusqu'à la base de celle- ci, contrairement aux distributions discontinues inhérentes aux conceptions The arcuate profile (CAP) entry according to the present invention has a profile which is determined by specifying the lip extensions AX with respect to a certain reference plane which is perpendicular to the longitudinal axis 106 of the 'entry In FIG. 9, the reference plane 122 is separated by a distance AX 1 from the leading edge point H1, by a distance AX 2 from the leading edge points H 2 / H 2' and by a distance AX 3 of the leading edge point H 3 Note that it is not necessary for AX 1 to be equal to AX 3, so that the motor input can have an asymmetrical configuration. A value of AX is specified for each leading edge point, the three values of AX determining the arc-shaped profile of the nacelle The arc-shaped profile gives a regular or continuous distribution of AX from the top of the nacelle to the base of that - this, unlike the discontinuous distributions inherent in conceptio ns

de la technique antérieure.of the prior art.

La distance à laquelle se trouve le point H 2 de bord d'attaque influence le profil latéral de la nacelle 90 ainsi que ses performances Par exemple, la figure l OA est une vue de côté de la nacelle 90 et montre Hl, H 2 A, H 2 B, et H 3 Le profil en arc de cercle CAP 104 B relie les points H 1, H 2 B, et H 3 de bord d'attaque, et le profil en arc de cercle CAP 104 A relie les points Hl, H 2 A, et H 3 de bord d'attaque Les performances de l'entrée présentant un profil en arc de cercle CAP 104 B procurent des améliorations en ce qui concerne les performances de l'entrée aux faibles vitesses et avec un angle d'attaque élevé en comparaison d'une entrée présentant un profil en arc de cercle CAP 104 A En outre, le profil ne doit pas être limité à un arc de cercle 104 B tel que représenté sur la figure l OB La figure l OB donne une comparaison d'un profil super-elliptique 104 C avec un profil en arc de cercle 104 B, chaque profil passant par les mêmes trois points Les profils 104 A, 104 B et 104 C peuvent être utilisés afin d'obtenir pour la nacelle 90 des résultats The distance at which the leading edge point H 2 is located influences the lateral profile of the nacelle 90 as well as its performance. For example, Figure l OA is a side view of the nacelle 90 and shows Hl, H 2 A , H 2 B, and H 3 The profile in a circular arc CAP 104 B connects the points H 1, H 2 B, and H 3 of the leading edge, and the profile in a circular arc CAP 104 A connects the points Hl , H 2 A, and H 3 at the leading edge The performance of the entry having a profile in a circular arc CAP 104 B provides improvements as regards the performance of the entry at low speeds and with an angle d high attack compared to an entry with a profile in a circular arc CAP 104 A In addition, the profile must not be limited to an arc of a circle 104 B as shown in Figure l OB Figure l OB gives a comparison of a 104 C super-elliptical profile with a 104 B circular profile, each profile passing through the same three points The profiles 104 A, 104 B and 104 C can be used to obtain results for platform 90

aérodynamiques différents.different aerodynamics.

Les figures l A et ll B montrent comment le concept CAP améliore les performances de l'entrée en comparant la distribution locale du nombre de Mach le long des lèvres intérieure inférieure et latérales dans des conditions de faible vitesse, d'angle d'attaque élevé et de moteur en marche La figure l A montre la distribution du nombre de Mach à l'endroit de la lèvre de quille ou lèvre inférieure pour une entrée classique et pour une entrée à profil en arc de cercle (CAP) La lèvre inférieure est la lèvre d'importance critique pendant cette condition de vol On remarquera que le nombre de Mach local, juste en avant de l'onde de choc (indiquée par la chute soudaine du nombre de Mach) est inférieur pour l'entrée à profil en arc de cercle (CAP) Plus ce nombre de Mach est faible, plus faible devient le choc, moins grand est le risque d'une séparation d'écoulement et plus grande la possibilité d'amélioration de l'angle d'attaque de l'entrée La distribution du nombre de Mach pour la lèvre latérale de l'entrée à profil en arc de cercle CAP (figure 11 B) est globalement plus élevée que dans le cas de la lèvre latérale de l'entrée classique (figure 11 C) Celle-ci démontre comment le concept CAP redistribue la charge de la lèvre de manière à réduire la Figures l A and ll B show how the CAP concept improves input performance by comparing the local distribution of the Mach number along the lower inner and lateral lips in conditions of low speed, high angle of attack and with the engine running Figure l A shows the distribution of the Mach number at the location of the keel lip or lower lip for a conventional entry and for an entry with a circular arc profile (CAP) The lower lip is the lip of critical importance during this flight condition Note that the local Mach number, just in front of the shock wave (indicated by the sudden fall in the Mach number) is lower for the entry with an arc profile of circle (CAP) The lower this Mach number, the lower the shock, the lower the risk of flow separation and the greater the possibility of improving the angle of attack of the inlet. distribution of the number of Mach for the lateral lip of the entry with a profile in an arc of a circle CAP (figure 11 B) is overall higher than in the case of the lateral lip of the classic entry (figure 11 C) This demonstrates how the concept CAP redistributes the lip load to reduce the

charge sur la lèvre critique.load on the critical lip.

L'avantage aérodynamique d'une entrée à profil en arc de cercle (CAP) sont représentés sur les figures 12 et 13 Les valeurs portées dans ces figures représentent des résultats d'essai pour le concept CAP La figure 12 montre les résultats dans la condition o la vitesse est faible, l'angle d'attaque élevé et le moteur en marche pour trois nombres de Mach M 1, M 2et M 3 de courant ou flux d'air libre La plus grande possibilité d'angle d'attaque en fonction de l'angle de profil CAP provient du décalage vers l'avant de la lèvre inférieure o le débit massique aspiré dans l'entrée est plus faible La figure 13 montre les résultats pour la condition de faible vitesse, d'angle d'attaque AOA modéré et de moteur en rotation libre, Ici encore, les possibilités plus grandes d'angle d'attaque AO < proviennent du décalage vers l'avant de la lèvre supérieure o le The aerodynamic advantage of an entry with a circular arc profile (CAP) are represented in figures 12 and 13 The values carried in these figures represent test results for the concept CAP The figure 12 shows the results in the condition o the speed is low, the angle of attack high and the engine running for three numbers of Mach M 1, M 2 and M 3 of current or free air flow The greatest possibility of angle of attack in function of the profile angle CAP comes from the forward shift of the lower lip where the mass flow aspirated in the inlet is lower Figure 13 shows the results for the condition of low speed, angle of attack AOA Moderate and freely rotating motor, Here again, the greater possibilities of angle of attack AO <come from the forward shift of the upper lip o the

débit massique du débordement hors de l'entrée est plus faible. mass flow of overflow outside the inlet is lower.

Selon les trois valeurs déterminantes de AX (figure 9), l'entrée à profil en arc de cercle CAP de la présente invention peut être une entrée "biseautée" ou une entrée en forme d'écope En outre, la définition de la présente invention peut être utilisée pour instituer un profil en arc de cercle pour des nacelles comportant une entrée supérieure en forme d'écope (o seule la lèvre supérieure fait saillie en avant de la lèvre latérale) ou pour toute combinaison de conceptions d'entrées Les avantages de la conception d'entrée CAP de la présente invention résident dans une amélioration des performances et dans la souplesse de conception La souplesse de conception est due au profil en arc de cercle et à sa détermination à partir des trois AX aux positions supérieure, inférieure et latérales d'angle d'attaque de la nacelle De plus, le profil en arc de cercle de la présente invention permet de concevoir une entrée en vue d'obtenir des améliorations spéciales Par exemple, l'entrée à écope supérieure améliore les possibilités de la lèvre supérieure en ce qui concerne une According to the three determining values of AX (FIG. 9), the entry with a circular arc profile CAP of the present invention can be a "bevelled" entry or a scoop-shaped entry. In addition, the definition of the present invention can be used to set up a circular arc profile for nacelles with a scoop-shaped upper entry (where only the upper lip protrudes in front of the lateral lip) or for any combination of entry designs The advantages of the CAP input design of the present invention resides in an improvement in performance and in the design flexibility The design flexibility is due to the profile in an arc of a circle and to its determination from the three AXs in the upper, lower and lateral positions angle of attack of the nacelle In addition, the arcuate profile of the present invention makes it possible to design an entrance with a view to obtaining special improvements Pa r example, the upper scoop entry improves the possibilities of the upper lip as regards

rotation libre.free rotation.

Le profil en arc de cercle CAP est la forme courbe la plus régulière et la moins accentuée qui peut passer par les points de bord d'attaque situés au sommet, sur les côtés et à la base de la nacelle, de manière à éviter ainsi la tendance à une formation de tourbillons par rapport aux The CAP arc profile is the most regular and least accentuated curved shape which can pass through the leading edge points located at the top, on the sides and at the base of the nacelle, so as to avoid the tendency to vortex formation compared to

formes de profil fortement courbées ou discontinues. strongly curved or discontinuous profile shapes.

On peut donner à l'épaisseur de la lèvre sur les côtés de la nacelle 90 une plus grande valeur pour maintenir les exigences de performance dans les conditions de vitesse élevée et de fort vent de travers Une augmentation de l'épaisseur d'avant-corps latéral peut être nécessaire pour obtenir une adhérence de l'écoulement d'air en présence de conditions d'écoulement faible, d'angle d'attaque faible et de nombre de Mach élevé (c'est-à-dire les conditions de vol en croisière, moteur-hors fonction, ou conditions EROPS) L'effet de redistribution d'écoulement provoqué par le décalage axial des lèvres et qui a lieu aux faibles vitesses a également lieu dans les conditions o le nombre de Mach peut être compris dans la fourchette 0,5- 0,75 Une augmentation de l'épaisseur de The thickness of the lip on the sides of the nacelle 90 can be given a greater value in order to maintain the performance requirements in conditions of high speed and strong crosswind. An increase in the thickness of the fore body. lateral may be necessary to obtain adhesion of the air flow in the presence of low flow conditions, low angle of attack and high Mach number (i.e. flight conditions in cruise, motor-off, or EROPS conditions) The flow redistribution effect caused by the axial offset of the lips and which takes place at low speeds also takes place under conditions where the Mach number can be included in the range 0.5- 0.75 An increase in the thickness of

l'avant-corps latéral peut donc être nécessaire. the lateral fore-body may therefore be necessary.

Si on règle avec soin la charge aérodynamique circonférencielle de la nacelle comportant une entrée en profil d'arc de cercle (CAP) au moyen de petites variations de la forme du profil par rapport à un arc de cercle pur et au moyen d'une variation circonférencielle de l'épaisseur de la lèvre et de l'épaisseur de l'avant-corps, il est possible de créer une nacelle qui présente des performances équivalentes, voire meilleures, dans toutes les conditions If one carefully regulates the circumferential aerodynamic load of the nacelle having an entry in profile of arc of circle (CAP) by means of small variations of the shape of the profile compared to a pure arc of circle and by means of a variation circumference of the thickness of the lip and the thickness of the fore-body, it is possible to create a nacelle which has equivalent, or even better, performance in all conditions

d'écoulement applicables.applicable flow.

Un autre avantage du profil en arc de cercle selon la présente invention provient de l'interaction entre le champ d'écoulement dans la nacelle et le sol Les moteurs d'avion montés près du sol ont tendance à créer sur le sol des tourbillons susceptibles de provoquer le soulèvement de débris et leur aspiration par le moteur Du fait que l'entrée à profil en arc de cercle (CAP) de la présente invention a tendance à attirer une plus grande partie de l'écoulement d'air entrant autour des lèvres latérales pendant les conditions statiques, la nacelle d'entrée CAP crée un tourbillon au sol plus faible qu'une entrée classique De ce fait, le risque potentiel d'endommagement par des objets étrangers se trouve réduit par la présente invention pour une installation du moteur à la même Another advantage of the circular arc profile according to the present invention comes from the interaction between the flow field in the nacelle and the ground. Aircraft engines mounted close to the ground tend to create vortices on the ground capable of cause the debris to lift up and be sucked in by the motor Because the arcuate profile inlet (CAP) of the present invention tends to attract more of the incoming air flow around the side lips during static conditions, the CAP nacelle creates a weaker vortex on the ground than a conventional entry. Therefore, the potential risk of damage by foreign objects is reduced by the present invention for an installation of the the same

distance axiale sol-moteur.ground-motor axial distance.

En outre, la présente invention peut être appliquée aux nacelles classiques existantes Comme les moteurs à turbine et les avions augmentent souvent de taille, il est fréquemment nécessaire de reconcevoir les entrées de moteur In addition, the present invention can be applied to existing conventional nacelles Since turbine engines and airplanes often increase in size, it is frequently necessary to redesign the engine inlets.

tout en conservant les structures de nacelle existantes. while retaining the existing nacelle structures.

L'utilisation de la présente invention dans cette reconception d'une entrée peut, par conséquent, éviter à un utilisateur les efforts importants de reconception associés à ces augmentations de taille par rapport à ce qui était nécessaire quand on utilisait la technologie classique de The use of the present invention in this redesign of an entry can, therefore, avoid a user the significant redesign efforts associated with these increases in size compared to what was necessary when using the conventional technology of

conception des entrées.design of entrances.

Il est bien entendu que la description n'est donnée It is understood that the description is not given

qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des variantes ou des modifications peuvent y être apportées for illustrative purposes only and not limiting and that variations or modifications may be made

dans le cadre de la présente invention. in the context of the present invention.

Claims

1 Method for establishing the profile of the entrance to a nacelle of a gas turbine engine having a generally arcuate appearance, the nacelle having a geometric entry axis and having upper lips, lower and lateral generally distributed asymmetrically around the entry, this process being characterized by the fact that it comprises the stages consisting: (a) in choosing a reference plane perpendicular to the axis of the entry of Platform; (b) choosing a point H 1 of the leading edge on the upper lip of the entrance to the nacelle at a distance AX 1 from the reference plane; (c) choosing a pair of points H 2 of the leading edge on either side of the input geometric axis on the respective lateral lips at a distance AX 2 from the reference plane; (d) choosing a point H 3 of the leading edge on the lower lip of the entrance to the nacelle at a distance AX 3 from the reference plane; and (e) configuring the leading edge of the upper, lower and lateral lips of the entrance to the nacelle so that it passes through the leading edge points H 1, H 2 and H 3 so as to establish a profile in an arc.

2 Air flow inlet for a nacelle of a gas turbine engine, characterized in that it has an upper lip and a lower lip as well as a pair of opposite lateral lips extending between the lips upper and lower to define a generally forward-facing continuous air flow receiving opening, said side edges having a generally arcuate profile with at least one of the upper and lower lips s' extending to

the front of a central point of said lateral edges.

3 entry according to claim 2, characterized in that the lateral profile of the lateral edges comprises an arc extending from the upper lip to the lower lip, each of said upper and lower lips extending towards the front of the central point of

side edges.

4 Entrance according to claim 2, characterized in that said arcuate profile generally begins at the central point of the lateral edges and extends to the

bottom lip.

Entrance according to claim 2, characterized in

that the arched profile includes a partial arc.

6 Entrance according to claim 2, characterized in

that said arcuate profile comprises an elliptical arc.

7 Entrance according to claim 2, characterized in that the lateral edges extend substantially along a straight line generally from the point

central to the upper lip.

8 Entrance for a gas turbine nacelle, characterized in that it comprises: an upper lip and a lower lip; a leading edge point H1 situated at the frontmost point of the upper lip; a leading edge point H 3 located at the