Terms and symbols for flight dynamics — Part 6: Aircraft geometry

Defines certain notions used for the geometric description of an aircraft for the purpose of flight dynamic studies. Does not give all the definitions that permit the detailed description of the shape of the aircraft. The aircraft is considered to be made up of various components. Defines general characteristics, overall dimensions of the aircraft, ground limit angles, fuselage, aerodynamic surfaces, wing and empennages. Gives figures.

Termes et symboles de la mécanique du vol — Partie 6: Géométrie de l'avion

General Information

Status
Published
Publication Date
31-Mar-1982
Current Stage
9093 - International Standard confirmed
Start Date
18-Dec-2008
Completion Date
13-Sep-2018
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ISO 1151-6:1982 - Terms and symbols for flight dynamics
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International Standard

INTERNATIONAL ORGANIZATION FOR STANDARDIZATION.ME~YHAPOJIHAR OPTAHbl3Al@lR fl0 CTAH~APTL43A~MM%IRGANISATION INTERNATIONALE DE P;JORMALISATION

Terms and Symbols for flight dynamics -
Part 6 : Aircraft geometry
Termes et Symboles de Ia mkanique du vol - Partie 6 : Geometrie de l ’avion
Second edition - 1982-02-15
UDC 629.7.015 : 001.4 : 003.62 Ref. No. ISO 115116-1982 (E)

Descriptors : aircraft industry, aircraft, geometric characteristics, symhols, definitions.

v> Price based on 26 Page:
---------------------- Page: 1 ----------------------
Foreword

ISO (the international Organization for Standardization) is a worldwide federation of

national Standards institutes (ISO member bodies). The work of developing Inter-
national Standards is carried out through ISO technical committees. Every member

body interested in a subject for which a technical committee has been set up has the

right to be represented on that committee. International organizations, governmental

and non-governmental, in liaison with ISO, also take part in the work.

Draft International Standards adopted by the technical committees are circulated to

the member bodies for approval before their acceptance as International Standards by

the ISO Council.
International Standard ISO 1151/6 was developed by Technical Committee

ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles, and was circulated to the member bodies in

December 1979.
lt has been approved by the member bodies of the following countries :
Austria France South Africa, Rep. of
Germany, F. R. Spain
Belgium
Brazil Italy United Kingdom
Mexico
Canada USA
Chile Netherlands USSR
China Poland
Romania
Czechoslovakia
No member body expressed disapproval of the document.

This second edition cancels and replaces the first edition (i.e. ISO 1151/6-1977).

0 International Organkation for Standardkation, 1982
Printed in Switzerland
---------------------- Page: 2 ----------------------

International Standard ISO 1151, Terms and Symbols for flight dynamics, comprises,

at present, six Parts :

ISO ll5l/l, Terms and Symbols for flight dynamics - Part 7 : Aircraft motion relative

to the air.

ISO 115112, Terms and Symbols for flight dynamics - Part 2 : Motions of the aircraft

and the atmosphere relative to the Earth.

I S 0 ll5ll3, Terms and Symbols for flight dynamics - Part 3 : Derivatives of forces,

momen ts and their coefficien ts.

ISO 115114, Terms and Symbols for flight dynamics - Part 4 : Parameters used in the

study of aircraft stability and control.
ISO 115115, Terms and s ymbols for flight dynamics - Part 5 : Quantities used in
measuremen ts.
ISO 115116, Terms and Symbols for flight dynamics - Part 6 : Aircraft geometry.

This International Standard is intended to introduce the main concepts, to include the

more important terms used in theoretical and experimental studies and, as far as possi-

ble, to give corresponding Symbols.

In this International Standard, the term “aircraft” denotes a vehicle intended for

atmosphere or space flight. Usually, it has an essentially port and starboard symmetry

with respect to a plane. That plane is determined by the geometric characteristics of

the aircraft. In that plane, two orthogonal directions are defined : forte-and-aft and

dorsal-ventral. The transverse direction, on the perpendicular to that plane follows.

When there is more than one plane of symmetry, or when there is none, it is necessary

to introduce a reference plane. In the former case, the reference plane is one of the

planes of symmetry. In the latter case, the reference plane is arbitrary. In all cases, it is

necessary to specify the choice made.
of rotation, angular veloci ties and moments abou t any axis are positive clock-
Angles
wise w fhen viewed in the positive direction of that axis.

All the axis Systems used are three-dimensional, orthogonal and right-handed, which

implies that a positive rotation through nl2 around the x-axis brings the y-axis into the

Position previously occupied by the z-axis.
Numbering of sections and clauses

With the aim of easing the indication of references from a section or a clause, a decimal

numbering System has been adopted such that the first figure is the number of the part

of the International Standard considered.
. . .
Ill
---------------------- Page: 3 ----------------------
Contents
Page

6.0 Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . , . . . . . . . . . . . . . . .

6.1 General characteristics. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . , . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.2 Overall dimensions of the aircraft . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.3 Ground limit angles . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.4 Fuselage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.5 Aerodynamic surfaces - General . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.6 Wing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.7 Empennages........................................................ 12
6.8 Figures............................................................. 16
---------------------- Page: 4 ----------------------
~~ ~~~~ ~~~
INTERNATIONAL STANDARD ISO 1151/6-1982(E)
Terms and Symbols for flight dynamics -
Part 6 : Aircraft geometry
6.0 lntroduction

6.0.1 This International Standard defines certain notions used for the geometric description of an aircraft for the purpose of flight

dynamic Studie&

It does not give all the definitions that permit the detailed description of the shape of the aircraft.

6.0.2 The aircraft is considered to be made up of various components. These components are in practice grouped in sub-sets form-

ing the “main Parts” of the aircraft.

A main part consists of a basic component and usually some other components that are either fixed or movable. The positions of

movable components with respect to the basic component tan be varied during flight.

Examples
Fuselage Wing Tailplane . . .
Basic components Cabin Centre section n Fixed surface . . .
Fixed components Tail cone Fixed portions . . .
Movable components Droop nose Variable sweep portions Pitch motivator . . .
Landing gear doors Tab
Flaps
Ailerons
Slats

Moreover, the Position of a main part with respect to another main part tan be varied in flight. Examples : The rotation of the tailplane

with respect to the fuselage, the rotation of the engine nacelles of a vertical take-off and landing aircraft with respect to the wing.

The breakdown of the aircraft into main Parts and components depends on the Problem studied. For example, a high-lift System com-

posed of several flaps tan be considered as a Single component if the law of relative motion of the various flaps is defined (for exam-

ple, during the study of approach at different deflections); in that case, the Position of the component is defined by a Single Parameter

which is the Position of the high-lift System control. On the other hand, under other circumstances, each flap must be considered as a

component (for example, during a wind-tunnel study aimed at defining the law of relative motion of the various flaps).

6.0.3 The basic component is used to define the relative positions of the other components composing the main part to which it

belongs by means of reference axis Systems within each component (6.1.9). The basic component is equally used to define the

relative Position of the main part to which it belongs with respect to the other main Parts by means of reference axis Systems within

each main part (6.1.13).

To define the Position of each main part with respect to the aircraft, it is necessary to define an axis System XRYRZR, called the aircraft

reference axis System (6.1.4).

That axis System need not be the body axis System (1.1.5) the axes of which are Chosen from flight dynamic considerations. Usually,

the axes of the aircraft reference axis System arc. coincident with the axes of the fuselage axis system.

1) The definitions introduced in this International Standard have been worded to maintain consistency with other fields (study of structures,

manufacturing, etc.) in which it may also be necessary to introduce further concepts.

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ISO 1151/6-1982 (E)
“starboard” and “ventral” have their generally accepted
6.0.4 For the basic component of the fuselage, the terms “forward ”,
meanings.

The forward, starboard and ventral directions for any component follow from its general orientation with respect to the fuselage.

lt is emphasised that the terms “forward ”, “starboard” and “ventral” are a necessary part of the definition of each component, but do

not refer to the direction of motion of the aircraft, to its Position with respect to the Earth, or to the Position of the Pilot in the aircraft.

Thus the forward direction of the fuselage of a vertical take-off and landing aircraft remains the same irrespective of the direction in

which the aircraft is flying.

On the basis of these conventions the axis System fixed in each component, called the “reference axis System” (6.1.9), would usually

be oriented with the x-axis in the forward direction, the y-axis to starboard and the z-axis in the ventral direction.

6.0.5 A reference Point (6.1.7), an axis (6.1.8) and an axis System (6.1.9) for each component tan be determined from datum Points

and lines marked on the aircraft or on drawings.

The complete definition of the geometric shape of each component must be given with respect to its reference axis System (6.1.9).

6.0.6 lt is assumed possible to extract from the set of components a sub-set that constitutes the major part of the aircraft in which

the individual components are either symmetrical, or are symmetrically disposed, in the port and starboard sense with respect to a

plane which is called the aircraft reference plane (6.1.1).

6.0.7 In Order to describe a component or a main Part, it may be convenient to introduce one or more Overall Parameters represen-

: the maximum Cross-sectional area and the length of the fuselage).
tative of the shape of the component or the main part (example

The relative positions of different components or different main Parts depend on the action of the Pilot or of certain Systems and of the

inertial and aerodynamic load state. These relative positions define the geometric state of the aircraft (6.1.17).

6.0.8 If, in the course of a flight dynamic study, certain geometrical quantities vary (for example, the span and wing area of a

variable-sweep aircraft), it is recommended that one of the possible values of each of these geometric quantities should be Chosen as

the reference quantity.

6.0.9 The reference surface and reference length used for the calculation of non-dimensional coefficients are defined in part 1,

respectively in 1.4.5 and 1.4.6.
6.1 General characteristics
> Symbol
Term Definition
No.

6.1.1 Aircraft reference plane The plane with respect to which a sub-set of the components that con-

ZRXR
stitutes the major part of the aircraft is symmetrically disposed in the port
and starboard sense. This plane is the ~RxR plane of the aircraft reference
axis System (6.1.4)

NOTE - In the most frequent case, the aircraft reference plane is coincident with

the fuselage reference plane (6.4.3).

6.1.2 Aircraft reference Point A suitably Chosen Point fixed in the aircraft reference plane (6.1 .l).

6.1.3 Aircraft reference axis A suitably Chosen straight line fixed in the aircraft reference plane (6.1.1)

passing through the aircraft reference Point (6.1.2) and in the forward
direction.
6.1.4 A right-handed orthogonal axis System fixed in the aircraft with origin at
Aircraft reference axis XRYRZR
the aircraft reference Point (6.1.2), with x-axis coincident with the aircraft
System
reference axis (6.1.3) and with the ZR-axis in the aircraft reference plane
(6.1.1). The yR-axis completes the axis System and is to starboard.
NOTE - In the most frequent case, the aircraft reference axis System coincides
with the fuselage axis System (6.4.1).

6.1.5 Setting of the body axis The set of geometric quantities (in general three co-ordinates and three

orientation angles) that defines the Position of the body axis System
System with respect to
(1.1.5) with respect to the aircraft reference axis System (6.1.4).
the aircraft reference axis
System
The angle through which the aircraft reference axis (6.1.3) must be -
6.1.6 Setting angle of the

longitudinal axis with turned about the yR-axis of the aircraft reference axis System (6.1.4) to

respect to the aircraft bring it parallel to the longitudinal axis (1 .1.5) in the special case where

reference axis
the transverse axis (1.1.5) is parallel to the yR-axis.
The angle is positive when the rotation is made in the positive sense of
rotations in the aircraft reference plane (6.1.1).
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ISO 1151/6-1982 (El
No. Term Definition Symbol
6.1.7 Reference Point (of a A suitably Chosen Point fixed in the componeht.
component)

Reference axis (of a com- A straight line fixed in the component passing through the reference -

6.1.8
ponent) Point (6.1.7) and in a suitably Chosen direction.

6.1.9 Reference axis System (of A right-handed orthogonal axis System, fixed in the component, with

XiYizi

a component) origin at the reference Point (6.1.7), made up of three reference axes

(6.1.8) usually Chosen in the following manner :
the Xi-axis is directed forward;
the yi-axis is to starboard;
the zi-axis completes the System.
NOTE - The
subscript i is a
number or letter
that denotes
the component
considered.

6.1 .lO Setting of one compo- The set of geometric quantities (in general three co-ordinates and three -

orientation angles) that defines the Position of the reference axis System
nent with respect to

another component of a component (6.1.9) with respect to the reference axis System of

another component.

6.1 .ll Reference Point of a main The reference Point (6.1.7) of the basic component of a main part (6.0.2). -

part

6.1.12 Reference axis of a main The reference axis (6.1.8) of the basic component of a main part (6.0.2). -

part

6.1.13 Reference axis System of The reference axis System (6.1.9) of the basic component of a main part -

a main part (6.0.2).

6.1.14 Setting of a main part The set of geometric quantities (in general three co-ordinates and three -

with respect to another orientation angles) that defines the Position of the reference axis System

main part of a main part (6.1.13) with respect to the reference axis System of
another main part.

6.1.15 Setting of a main part The set of geometric quantities (in general three co-ordinates and three -

with respect to the air- orientation angles) that defines the Position of the reference axis System

traft reference axis of a main part (6.1.13) with respect to the aircraft reference axis System

System (6.1.4).

6.1.16 The set of quantities characterizing the relative positions of the various -

Geometrie state of a main
part components of a main part.

6.1.17 Geometrie state of the The set of quantities characterizing the relative positions of the various -

aircraft main Parts.

The co-ordinates of a Point P in the reference axis System xiyisi are designated by xip, yip and zip. The index i is a numerical or literal

index that indicates the reference axis System. The index P is a numerical or literal index that indicates the given Point P.

The relative Position of a Point P (Xip, yip, zip ) with respect to a Point Q (xio, yio, zio) is defined by the differentes between the CO-

ordinates of these Points with respect to the reference axis System xiyizi.
NOTE - The index i may be omitted if there is no danger of confusion.
Term Definition Symbol 1
1 No. I
The differente between the x co-ordinates of the Point 0 and of the Point
6.1.18
4PQ
P in the Chosen reference axis System. QQ = XiQ - Xip
I I
6.1.19 The differente between the y co-ordinates of the Point Q and of the Point
YiPQ
P in the Chosen reference aXiS System. YipQ = YiQ - Yip
The differente between the z co-ordinates of the Point 0 and of the Point
6.1.20
ZiPQ
P in the Chosen reference axk System. ZipQ = ZiQ - Zip
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ISO 1151/6-1982 (E)
6.2 Overall dimensions of the aircraft

For a given geometric state of the aircraft (6.1.17), Overall dimensions of the aircraft are defined as follows.

0. Term Definition 1 Symbol
I N I

Overall length (of the air- The distance between the two planes parallel to theYRzR plane of the air-

6.2.1

traft) traft reference axis System (6.1.4), just touching the surface of the air-

traft and lying wholly outside it.
I 1

Overall width (of the air- The distance between the two planes parallel to the aircraft reference

traft ) plane (6.1 .l), just touching the surface of the aircraft and lying wholly

outside it.
The distance between the two planes parallel to the XRYR plane of the air-
6.2.3 Overall height (of the air-

traft) traft reference axis System (6.1.4), just touching the sur-face of the air-

traft and lying wholly outside it.
i 1

For a given geometric state of the aircraft (6.1.17), corresponding Overall dimensions are defined for the aircraft resting on a horizontal

ground plane with the yR-axis of the aircraft reference axis System (6.1.4) parallel to that plane.

Term Definition Symbol
I No* I

Ground Overall length (of The distance between the two planes perpendicular to the ground plane,

the aircraft) parallel to the &axis of the aircraft reference axis System (6.1.4), just

touching the surface of the aircraft and lying wholly outside it.

6.2.5 Ground Overall width (of The distance between the two planes perpendicular to the ground plane,

the aircraft) parallel to the xR-axis of the aircraft reference axis System (6.1.4), just

touching the surface of the aircraft and lying wholly outside it.
NOTE - For the same geometric state of the aircraft (6.1.171, the quantities de-
fined in 6.22 and 6.2.5 are identical.

6.2.6 Ground Overall height (of The distance between the ground plane and the plane parallel to that

the aircraft) plane, just touching the surface of the aircraft and lying wholly outside it.

6.3 Ground limit angles

Ground limit angles represent the extreme angular positions that the aircraft may assume on the ground plane. These angles depend

on the geometric state of the aircraft (6.1.17) taking into account the mass distribution, the undercarriage and the tyre distortion, etc.

In Order to represent the extreme angular positions that the aircraft may assume at lift-off and touch-down, the limit angles are

defined only when no reaction forces are exerted at the various contact Points and when inertia forces are Zero, in which case, the

undercarriage is in the Position resulting from the action of its own weight only.

In these extreme angular positions, at least two Points of the aircraft structure are in contact with the ground plane.

NOTE - Other ground limit angles tan be defined in an analogous manner when the ground reaction forces are not zero.

No. Term Definition Symbol
I I I

6.3.1 Ground limit angle in The absolute value of the angle between the aircraft reference axis (6.1.3) -

pitch
and the ground plane when the aircraft main undercarriage and that part
of the aircraft lying aft of the main undercarriage are just in contact with
the ground plane with no reaction forces and with the yR-axis parallel to
the ground plane.
NOTE - An analogous angle may be defined in the nose-down sense, but is less
likely to arise as a result of intentional action.
---------------------- Page: 8 ----------------------
ISO 1151/6-1982 (E)
No. Term Definition Symbol

6.3.2 Ground limit angle in roll The absolute value of the angle between the yR-axis of the aircraft -

reference axis System (6.1.4) and the ground plane when :
either the outboard starboard wheel(s) of the main undercarriage
and that part of the aircraft lying outboard of the starboard wheel(s),
or the outboard port wheel(s) of the main undercarriage and that
part of the aircraft lying outboard of the port wheel(s),
are just in contact with the ground plane with no reaction forces and with
the aircraft reference axis (6.1.3) parallel to the ground plane.
NOTES
1 The values of port and starboard ground limit angles are the Same, unless the
aircraft is not symmetrical.
2 The concept of the ground limit angle in roll may be generalized to cases in
which the xR-axis need not be parallel to the ground plane.
6.4 Fuselage

The main part designated “FUSELAGE” is defined by listing the various components that constitute it and specifying the basic com-

ponent.

In such a listing it is necessary to indicate whether certain ancillary components disposed on the fuselage (nose probe, braking

parachute housing, air intakes, etc.) are considered part of the fuselage.

For example, in the case of an aircraft incorporating a cabin and twin booms, the fuselage may be defined, depending on the Problem

treated, as being made up of :

either the cabin (the basic component) alone, without the twin booms and without the nose probe;

or the cabin (the basic component) with the twin booms and with the nose probe.
No. Term Definition Symbol

6.4.1 Fuselage axis System The reference axis System of the basic component (6.1.13) of the

xFYFzF
fuselage.
NOTES

1 If the fuselage has a plane of symmetry parallel to the aircraft reference plane

(6.1 .l), the XF- and zF-axes are in that plane of Symmetry.
2 If the fuselage has two fore and aft planes of symmetry and if one of them is

parallel to the aircraft reference plane (6.1.11, the xF-axis is the line of intersection

of those planes of symmetry and the zF-axis is parallel to the aircraft reference

plane (6.1 .l). In particular, if the fuselage is a body of revolution, the xF-axis is the

axis of revolution.

3 In the most frequent case, the fuselage axis System coincides with the aircraft

reference axis System (6.1.4).
6.4.2 Fuselage axis The xf-axis of the fuselage axis System (6.4.1).

6.4.3 Fuselage reference plane The zfxf-plane of the fuselage axis System (6.4.1).

ZFXF

6.4.4 Fuselage setting The setting (6.1.15) of the fuselage axis System (6.4.1) with respect to the

aircraft reference axis System (6.1.4).
NOTE - In the most frequent case the fuselage axis System (6.4.1) is coincident

with the aircraft reference axis System (6.1.4) and the six quantities defining the

setting are then all Zero.
---------------------- Page: 9 ----------------------
ISO 1151/6-1982(E)
No. Term Definition Symbol

6.4.5 Fuselage reference angle The angle through which the xR-axis of the aircraft reference axis System

(6.1.4) must be rotated about the yR-axis to bring it parallel to the
fuselage axis (6.4.2) in the special case where the yf-axis of the fuselage
axis System (6.4.1) is parallel to the yR-axis.
This angle is positive when the rotation is made in the positive sense of
rotation in the aircraft reference plane (6.1.1).
NOTES

1 In this case, the fuselage setting (6.4.4) is reduced to the fuselage reference

angle and three co-ordinates.
2 In the most frequent case the fuselage axis System (6.4.1) is coincident with

the aircraft reference axis System (6.1.4) and the fuselage reference angle is then

Zero.

The following definitions apply to one given geometric state of the aircraft (6.1.17) (Position of droop nose, Position of bomb-bay

doors, Position of undercarriage, etc.).
Symbol
No. Term Definition

Fuselage length The distance between the two planes perpendicular to the fuselage axis

6.4.6
(6.4.2) just touching the surface of the fuselage and lying wholly outside
it.

Fuselage maximum cross- The area of the largest of the fuselage sections obtained by cutting the

6.4.7
sectional area fuselage with planes perpendicular to the fuselage axis (6.4.2).

6.4.8 Fuselage equivalent The diameter of the circle the area of which is equal to the fuselage max-

diameter imum Cross-sectional area (6.4.7).

Fuselage fineness ratio The ratio of the fuselage length (6.4.6) to the fuselage equivalent -

6.4.9
diameter (6.4.8). Equal to jF/dF.
6.5 Aerodynamic surfaces - General

The “aerodynamic surfaces” are main Parts (6.0.2) of which one of the three dimensions is small in comparison with the other two.

aligned with the small dimension, that is much
They are intended, in general, to create aerodynamic forces having a component,
greater than the other components.
Examples of these aerodynamic surfaces are
the wing,
the tailplane,
the fin,
the V-tail,
the canard,
the moustache,
etc.

For the purpose of defining certain geometric properties associated with a given geometric state (6.1.16) of an aerodynamic surface,

the latter is represented by a sut-face called “chord sut-face” (see 6.6.15 and 6.7.2.12) :

bounded by a closed external contour,
I ocal chord

generated by Segments of straight lines paralle I to a plane, and whose extremities are situated on the contour (

lines, see 6.6.5 and 6.7.2.7).
---------------------- Page: 10 ----------------------
ISO 1151/6-1982 (E)
The general conditions for the definition of that contour are given in 6.6 c).

Where the aerodynamic surface is interrupted by an internal duct that contains an engine component (for example : fan-in-wing or

ducted Propeller in a fin), it may be felt useful to consider on the chord surface an internal contour, i.e. the intersection of the internal

duct and the chord surface.

The definitions of the geometric characteristics of wings are given in 6.6. They are readily adaptable to other surfaces. Clause 6.7

deals with empennages.
6.6 Wing

a) The main part designated “wing” must be defined by listing the various components that constitute it and specifying the basic

component. In such a listing, it is necessary to indicate whether certain ancillary components disposed on the wing (for example :

fillets, boundary layer fences, probes, antennae) or components that are normally portions of the other main Parts (for example :

engine nacelles, fuel tanks) are considered part of the wing.

In the case where the aircraft has several wings, several main Parts are defined (for example : “upper wing” and “lower wing” or

“fore wing” and “aft wing ”).

b) The definitions relate to a given geometric state (6.1.16) of the wing, for which the relative positions of the various movable com-

ponents that constitute it (for example : flaps, slats, controls) are fixed and specified. These definitions are usually used only for par-

ticular geometric states corresponding to the retracted positions of flaps and leading-edge slats, and to the neutral positions of control

surfaces.

If in the course of a flight dynamics study, several geometric states of the wing are considered and if, in consequence, geometric

quantities used as reference quantities (1.4.5 and 1.4.6) (for example : wing span, wing area of a variable sweep aircraft) Var-y, one of

these states should be Chosen as reference geometric state. The values of geometric quantities, for that reference state, are then the

reference quantities for all geometric states studied.

c) The external contour (6.5) of the wing, for a given geometric state, includes lines traced on the surface of the wing, called :

“leading-edge line”
and “trailing-edge line ”.

The definitions of these lines, not specified in this International Standard, follow from geometric and aerodynamic considerations.

They must meet the conditions that follow.

In the case where the leading-edge and trailing-edge lines meet at one Point at each wing tip, that Point is termed the “tip Point ”.

When planes parallel to the aircraft reference plane, just in contact with the surface of the aircraft and wholly outside it, are also in

contact with the wing surface, those Points of contact are the tip Points.

In the case where the leading-edge line and the trailing-edge line do not meet at the wing tips, the contour is completed, at each

tip,

a suitab Ily Chosen Segment of a straight line termed “tip chord line’ “, in a p lane para Ilei to the aircraft reference plane.

bY I

The tip Points or tip chord lines separate the leading-edge line from the trailing-edge line.

If the leading-edge and trailing-edge lines are interrupted by components that are not part of the wing (for example : fuselage, engine

nacelles) or by gaps, the contour is completed by joining the Points of i nterruption of those lines according to some method to be

specif ied .

Figure 1 represents the projections of the contour on the planes of the aircraft reference axis System (6.1.4).

d) T he calcula tion of the aircraft aerodynamic characteristics may be facilitated by the introduction of some simp lified contours whose

leading -edge and trailing-edge lines do not coincide at all Points with the wing surface (for example, in theform of a simplified plan form).

e) Different axis Systems are introduced for the description of the geometric characteristics relating to the wing.

The reference axis System of the wing, termed wing axis System (6.6.2), is used to describethe geometric state of the main part

“wing” (6.1.16), including the description of the contour.
concerning the aerodynamic chara
...

Norme internationale llW6

INTERNATIONAL ORGANIZATION FOR STANDARDIZATIONWlEM,QYHAPO~HAR OPI-AHM3Al&lR IlO CTAH~APTM3AL&lM@ORGANISATION INTERNATIONALE DE NORMALISATION

Termes et symboles de la mécanique du vol -
Partie 6 : Géométrie de l’avion
Terms and symbols for flight dynamics - Part 6 : Aircraft geometry
Deuxième édition - 1982-02-15
CDU 629.7.015 : 001.4 : 003.62 Réf. n* : ISO 1151/6-1982(F)
aéronef, caractéristique géométrique, symbole, définition.
Descripteurs : industrie aéronautique,
Prix basé sur 26 pages
---------------------- Page: 1 ----------------------
Avant-propos
L’ISO (Organisation internationale de normalisation) est une fédération mondiale

d’organismes nationaux de normalisation (comités membres de I’ISO). L’élaboration

des Normes internationales est confiée aux comités techniques de I’ISO. Chaque

comité membre intéressé par une étude a le droit de faire partie du comité technique

correspondant. Les organisations internationales, gouvernementales et non gouverne-

mentales, en liaison avec I’ISO, participent également aux travaux.

Les projets de Normes internationales adoptés par les comités techniques sont soumis

aux comités membres pour approbation, avant leur acceptation comme Normes inter-
nationales par le Conseil de I’ISO.

La Norme internationale ISO 1151/6 a été élaborée par le comité technique ISO/TC 20,

Aéronautique et espace, et a été soumise aux comités membres en décembre 1979.
Les comités membres des pays suivants l’ont approuvée :
Afrique du Sud, Rép. d’
Chine Roumanie
Allemagne, R.F. Espagne Royaume-Uni
Autriche France Tchécoslovaquie
Belgique Italie
URSS
Brésil Mexique
USA
Canada Pays- Bas
Chili Pologne
Aucun comité membre ne l’a désapprouvée.
Cette deuxième édition annule et remplace la première édition (ISO 1151/6-1977).
0 Organisation internationale de normalisation, 1982
Imprimé en Suisse
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Termes et symboles de la mécanique du vol, com-
La Norme internationale ISO 1151,
prend actuellement six parties :
ISO 1151/1, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 7: Mouvement de
l’avion par rapport à l’air.
ISO 115112, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 2 : Mouvements de
l’avion et de l’atmosphère par rapport à la Terre.

I SO II 5113, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 3 : Dérivées des

forces, des moments et de leurs coefficients.
I SO 115114, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 4 : Paramètres
utilisés dans l’étude de la stabilité et du pilotage des avions.
ISO Il 5115, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 5 : Grandeurs
utilisées dans les mesures.
ISO 115116, Termes et symboles de la mécanique du vol - Partie 6 : Géométrie de
l’avion.

Cette Norme internationale est destinée à introduire les principaux concepts, à définir

les termes les plus importants utilisés dans les études théoriques et expérimentales et,

dans la mesure du possible, à donner les symboles correspondants.

Dans cette Norme internationale, le terme «avion» désigne un véhicule destiné à voler

dans l’atmosphère ou dans l’espace. En général, il présente essentiellement une

symétrie gauche-droite par rapport à un plan. Ce plan est déterminé par les caractéristi-

ques géométriques de l’avion. Dans ce plan, on définit deux directions orthogonales :

arrière-avant et dessus-dessous. La direction transversale sur la perpendiculaire à ce

plan, en résulte.

Lorsqu’il y a plus d’un plan de symétrie, ou lorsqu’il n’y en a aucun, il est nécessaire

d’introduire un plan de référence. Dans le premier cas, le plan de référence est l’un des

plans de symétrie. Dans le second cas, le plan de référence est arbitraire. Dans tous les

cas, il est nécessaire d’en préciser le choix.

Les angles de rotation, les vitesses angulaires et les moments autour d’un axe sont

positifs dans le sens d’horloge pour un observateur regardant dans la direction positive

de cet axe.

Tous les trièdres utilisés sont trirectangles et directs, c’est-à-dire qu’une rotation posi-

tive de nl2 autour de l’axe x amène l’axe y dans la position précédemment occupée

par l’axe z.
Numérotation des chapitres et paragraphes

Dans le but de faciliter l’indication des références d’un chapitre ou d’un paragraphe, il a

été adopté une numérotation décimale telle que le premier chiffre soit le numéro de la

partie considérée de la présente Norme internationale.
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Sommaire
Page

6.0 Introduction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.1 Caractéristiques générales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.2 Dimensions hors tout de l’avion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.3 Angles limites au sol. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.4 Fuselage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

Surfaces aérodynamiques - Généralités . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

6.5
6.6 Aile...,............................................................ 7
6.7 Empennages........................................................ 12
6.8 Figures............................................................. 16
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NORME INTERNATIONALE
SO 1151/6=1982(F)
Termes et symboles de la mécanique du vol -
Partie 6 : Géométrie de l’avion
6.0 Introduction

6.0.1 La présente Norme internationale définit certaines notions utilisées pour la description géométrique d’un avion dans le cadre

des études de mécanique du volt).

Elle ne donne pas toutes les définitions permettant la description détaillée de la forme de l’avion.

6.0.2 L’avion est supposé constitué de différents éléments. Ces éléments sont en pratique groupés en sous-ensembles constituant

les «parties principales» de l’avion.

Une partie principale comporte un élément de base et habituellement d’autres éléments qui sont soit fixes, soit mobiles. La position

des éléments mobiles par rapport à l’élément de base peut être modifiée au cours du vol.

Exemples
Parties
rincipales Fuselage Aile Empennage horizontal . . .
Éléments
Plan fixe . . .
Éléments de base Cabine Caisson central
Pointe arrière Porte-à-faux fixe
Éléments fixes
&1^,, ~~~ ~~ iofaux à flèche variable F;;;erne de tangage : 1 : ’

En outre, la position d’une partie principale par rapport à une autre partie principale peut être modifiée au cours du vol. Exemples :

rotation de l’empennage horizontal par rapport au fuselage, rotation des fuseaux moteurs d’un avion à décollage et atterrissage verti-

cal par rapport à l’aile.

Le partage de l’avion en parties principales et en éléments dépend du probléme étudié. Par exemple, un systéme hypersustentateur

constitué de plusieurs volets peut être considéré comme un élément unique si la loi de déplacement relatif des divers volets est définie

(par exemple lors de l’étude de l’approche à différents braquages); dans ce cas, la position de I’élement est définie par un seul paramé-

tre qui est la position de la commande du système hypersustentateur. Par contre, dans d’autres circonstances, chaque volet doit être

considéré comme un élément (par exemple au cours d’une étude en soufflerie destinée à définir la loi de déplacement relatif des divers

volets).

6.0.3 L’élément de base est utilisé pour repérer les positions relatives des autres éléments constituant la partie principale à laquelle il

appartient au moyen de trièdres de référence liés à chacun des éléments (6. 1.9). L’élément de base est également utilisé pour repérer

la position relative de la partie principale à laquelle il appartient, par rapport aux autres parties principales au moyen de trièdres de réfé-

rence liés à chaque partie principale (6.1.13).

Pour définir la position de chacune des parties principales par rapport à l’avion, il est nécessaire de définir un trièdre xRYRzR, dit triédre

de référence avion (6.1.4).

Ce trièdre n’est pas nécessairement le trièdre avion (1 .1.5) dont le choix des axes repose sur des considérations de dynamique du vol.

En général, on choisit comme axes du trièdre de référence avion, les axes du trièdre fuselage.

1) Les définitions qui sont introduites dans les articles ont été élaborées dans un souci d’homogénéité avec d’autres domaines (etude des structures,

fabrication, etc.), domaines dans lesquels il peut être nécessaire, par ailleurs, d’introduire des notions supplémentaires.

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ISO 1151/6-1982(F)

6.0.4 ‘Pour l’élément de base du fuselage, les termes ((avant», «côté droit» et ((dessous» ont les sens couramment adoptés.

Les directions ((avant», «côté droit» et ((dessous)), pour tout autre élément, sont déterminées en tenant compte de l’orientation géné-

rale de l’élément par rapport au fuselage.

II est bien précisé que les termes ((avant», «côté droit» et «dessous» font partie de la définition de chaque élément, mais ne se réfèrent

pas à la direction du déplacement de l’avion, à sa position par rapport à la Terre, ni à la position du pilote dans l’avion. C’est ainsi que

I’«avant» du fuselage d’un avion à décollage et atterrissage verticaux reste I’«avant» quel que soit le sens du déplacement de l’avion.

Sur la base de ces conventions, le trièdre direct dit «trièdre de référence» (6.1.9) lié à chaque élément, est généralement orienté

comme suit : l’axe des x vers l’avant, l’axe des y vers la droite, l’axe des z vers le dessous.

6.0.5 Un point de référence (6.1.71, un axe de référence (6.1.8) et un trièdre de référence (6.1.9) pour chaque élément peuvent être

déterminés à partir de points et de droites repérés sur l’avion ou sur plans.

La définition complète de la forme géométrique de chaque élément doit être fournie par rapport à son trièdre de référence (6.1.9).

6.0.6 On suppose qu’il est possible d’extraire, de l’ensemble des éléments, un sous-ensemble d’éléments constituant la majeure

partie de l’avion, symétriques ou disposés symétriquement à gauche et à droite d’un plan appelé plan de référence avion (6.1.1).

6.0.7 Pour décrire un élément ou une partie principale, il peut être commode d’introduire un ou plusieurs paramètres globaux repré-

sentatifs de la forme de l’élément ou de la partie principale (exemple : aire du maître-couple et longueur du fuselage). Les positions

relatives des différents éléments et des différentes parties principales dépendent de l’action du pilote ou de certains systèmes et de

l’état des charges massiques et aérodynamiques. Ces positions relatives définissent l’état géométrique de l’avion (6.1.17).

Si, au cours d’une étude de mécanique du vol, certaines grandeurs géométriques varient (par exemple : envergure et surface

6.0.8

de l’aile d’un avion à flèche variable), il est recommandé de choisir, comme grandeur de référence, l’une des valeurs possibles de cha-

cune de ces grandeurs géométriques.

6.0.9 La surface de référence et la longueur de référence utilisées pour le calcul de coefficients sans dimension sont définies dans la

partie 1, respectivement en 1.4.5 et 1.4.6.
6.1 Caractéristiques générales
NO Dénomination >Définition Symbole

6.1.1 Plan de référence avion Plan par rapport auquel un sous-ensemble d’éléments constituant la

ZRXR
majeure partie de l’avion est disposé symétriquement à gauche et à
droite. Ce plan est le plan ZRXR du trièdre de référence avion (6.1.4).

NOTE - Dans le cas le plus fréquent, le plan de référence avion est confondu avec

le plan de référence fuselage (6.4.3).

6.1.2 Point de référence avion Point choisi conventionnellement dans le plan de référence avion (6.1.1). -

6.1.3 Axe de référence avion Droite, choisie conventionnellement, située dans le plan de référence

avion (6.1 .l ), passant par le point de référence avion (6.1.2), et orientée
vers l’avant.

Trièdre de référence Trièdre trirectangle direct lié à l’avion, dont l’origine est le point de réfé-

6.1.4
XRYRzR
avion rente avion (6.1.2), dont l’axe des x coïncide avec l’axe de référence
avion (6.1.31, et dont l’axe zR est dans le plan de référence avion (6.1 .l).
L’axe YR complète le trièdre et est dirigé vers la droite.

NOTE - Dans le cas le plus fréquent, le trièdre de référence avion coïncide avec le

triédre fuselage (6.4.1).

6.1.5 Calage du trièdre avion Ensemble de grandeurs géométriques (en général trois coordonnées et -

par rapport au trièdre de trois angles orientés) définissant la position du trièdre avion (1.1.5) par

référence avion rapport au trièdre de référence avion (6.1.4).

6.1.6 Angle de calage de l’axe Angle dont il faut faire tourner l’axe de référence avion (6.1.3) autour de -

longitudinal par rapport à l’axe yR du trièdre de référence avion (6.1.4) pour l’amener parallèlement

à l’axe longitudinal du trièdre avion (1 .I .5) dans le cas particulier où l’axe
l’axe de référence avion
transversal (1 .l .5) est parallèle à l’axe yR.
Cet angle est positif lorsque la rotation est effectuée dans le sens positif
des rotations dans le plan de référence avion (6.1.1).
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ISO 1151/6-1982(F)
Définition Symbole
NO Dénomination
Point de référence (d’un Point lié à l’élément, choisi conventionnellement.
6.1.7
élément)

6.1.8 Axe de référence (d’un Droite, liée à l’élément, passant par le point de référence (6.1.7), et dont -

la direction est choisie conventionnellement.
élément)

6.1.9 Trièdre de référence (d’un Trièdre trirectangle direct, lié à l’élément, dont l’origine est le point de

xiYi zi

élément) référence (6.1.7), constitué de trois axes de référence (6.1.8), générale-

ment choisis de la facon suivante :
l’axe xi est orienté vers l’avant;
l’axe yi est orienté vers la droite;
l’axe zi complète le trièdre.
NOTE -
L’indice i est un
indice numéri-
que ou littéral
qui caractérise
l’élément consi-
déré.
Ensemble de grandeurs géométriques (en général, trois coordonnées et -
6.1.10 Calage d’un élément par

rapport à un autre élé- trois angles orientés) définissant la position du trièdre de référence d’un

élément (6.1.9) par rapport au trièdre de référence d’un autre élément.
ment

6.1.11 Point de référence d’une Point de référence (6.1.7) de l’élément de base d’une partie principale

partie principale (6.0.2).

6.1.12 Axe de référence d’une Axe de référence (6.1.8) de l’élément de base d’une partie principale -

partie principale (6.0.2).

6.1.13 Trièdre de référence Trièdre de référence (6.1.9) de l’élément de base d’une partie principale -

d’une partie principale (6.0.2).

6.1.14 Calage d’une partie prin- Ensemble de grandeurs géométriques (en général trois coordonnées et -

cipale par rapport à une trois angles orientés) définissant la position du trièdre de référence d’une

autre partie principale partie principale (6.1.13) par rapport au trièdre de référence d’une autre

partie principale.

6.1.15 Calage d’une partie prin- Ensemble de grandeurs géométriques (en général trois coordonnées et -

cipale par rapport au triè- trois angles orientés) définissant la position du trièdre de référence d’une

dre de référence avion partie principale (6.1.13) par rapport au trièdre de référence avion (6.1.4).

6.1 .l6 État géométrique d’une Ensemble des grandeurs caractérisant les positions relatives des divers -

partie principale éléments d’une partie principale.
Ensemble des grandeurs caractérisant les positions relatives des diverses -
6.1.17 État géométrique de
l’avion parties principales.

Les coordonnées d’un point P dans un trièdre de référence xiyisi sont désignées par qp, yip et zip. L’indice i est un indice numérique OU

littéral qui caractérise le trièdre de référence. L’indice P est un indice numérique OU littéral qui caractérise le point P.

La position relative d’un point P (xip, yip, zip) par rapport à un point Q (30, YiQ, zio) est définie par les différences entre les coordonnées

de ces points par rapport au trièdre de référence XiyiSi.
NOTE - L’indice i peut être supprimé s’il n’y a pas de risque de confusion.
Dénomination Définition 1 Symbole 1
IN I I
Différence entre les coordonnées x du point Q et du point P dans le triè-
6.1.18
4PQ
dre de référence choisi. +Q = 3~ - Xip
Différence entre les coordonnées y du point Q et du point P dans le triè-
6.1.19
YiPQ
dre de référence choisi. YipQ = YiQ - J’ip
Différence entre les coordonnées z du point Q et du point P dans le trièdre
6.1.20
ZiPQ
de r6f&E?tXe choisi. ZipQ = ZiQ - Zip
I I I
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ISO 1151/6-1982(F)
6.2 Dimensions hors tout de l’avion

Pour un état géométrique donné de l’avion (6.1.17), les dimensions hors tout de l’avion sont définies de la manière suivante :

NO Dénomination Définition Symbole

6.2.1 Longueur hors tout (de Distance entre les deux plans parallèles au plan YRZR du trièdre de réfé-

l’avion) rente avion (6.1.4), juste en contact avec la surface de l’avion et situés

entièrement à l’extérieur de celui-ci.

6.2.2 Largeur hors tout (de Distance entre les deux plans parallèles au plan de référence avion (6.1. l),

l’avion) juste en contact avec la surface de l’avion et situés entièrement à I’exté-

rieur de celui-ci.

6.2.3 Hauteur hors tout (de Distance entre les deux plans parallèles au plan XRYR du trièdre de réfé-

rente avion (6.1.4), juste en contact avec la surface de l’avion et situés
l’avion)
entièrement à l’extérieur de celui-ci.

Pour un état géométrique donné de l’avion (6.1.17), les dimensions hors tout correspondantes sont définies pour l’avion reposant sur

un plan du sol horizontal, l’axe yR du trièdre de référence avion (6.1.4) étant parallèle à ce plan.

NO Dénomination Définition Symbole

6.2.4 Longueur hors tout au Distance entre les deux plans perpendiculaires au plan du sol, parallèles à

sol (de l’avion) l’axe yR du trièdre de référence avion (6.1.4), juste en contact avec la sur-

face de l’avion et situés entièrement à l’extérieur de celui-ci.

6.2.5 Largeur hors tout au sol Distance entre les deux plans perpendiculaires au plan du sol, parallèles à

(de l’avion) l’axe xR du trièdre de référence avion (6.1.4), juste en contact avec la sur-

face de l’avion et situés entièrement à l’extérieur de celui-ci.
NOTE - Pour un même état géométrique de l’avion (6.1.17), les grandeurs défi-
nies en 6.2.2 et 6.2.5 sont identiques.

6.2.6 Hauteur hors tout au sol Distance entre le sol et le plan parallèle au sol juste en contact avec la sur-

(de l’avion) face de l’avion et situé entièrement à l’extérieur de celui-ci.
6.3 Angles limites au sol

Les angles limites au sol représentent les positions angulaires extrêmes que l’avion peut prendre sur le plan du sol. Ces angles dépen-

dent de l’état géométrique de l’avion (6.1.17) compte tenu de la distribution des masses, de la déformation du train d’atterrissage et

des pneumatiques, etc.

Afin de représenter les positions angulaires extrêmes que l’avion peut prendre au moment précis où il quitte le sol et au moment précis

où il touche le sol, les angles limites sont définis seulement dans le cas où aucune force de réaction n’est exercée aux différents points

de contact et où les forces d’inertie sont nulles, auquel cas le train d’atterrissage est dans la position correspondant à la seule action de

son poids propre.

À ces positions angulaires extrêmes, au moins deux points de la structure de l’avion sont en contact avec le plan du sol.

NOTE - D’autres angles limites au sol peuvent être définis d’une facon analogue lorsque les forces de contact avec le sol ne sont pas nulles.

NO Dénomination Définition Symbole

6.3.1 Angle limite au sol en Valeur absolue de l’angle entre l’axe de référence avion (6.1.3) et le plan

tangage du sol quand le train d’atterrissage principal de l’avion et la partie de

l’avion située derrière le train d’atterrissage principal sont juste en contact
avec le plan du sol, sans aucune force de réaction, l’axeyR étant parallèle
au plan du sol’.
NOTE - Un angle analogue peut être défini dans le sens à piquer, mais il est peu

vraisemblable que la position correspondante résulte d’une action intentionnelle.

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ISO 1151/6-1982(F)
NO Dénomination Définition Symbole

6.3.2 Angle limite au sol en Valeur absolue de l’angle entre l’axe yR du trièdre de référence avion -

roulis (6.1.4) et le plan du sol quand :
soit la (ou les) roue(s) extérieure(s) droite(s) du train d’atterris-
sage principal et la partie de l’avion située à l’extérieur de la (ou des)
roue(s) droite(s),
soit la (ou les) roue(s) extérieure(s) gauche(s) du train d’atterris-
sage principal et la partie de l’avion située à l’extérieur de la (ou des)
roue(s) gauche(s),
sont juste en contact avec le plan du sol, sans aucune force de réaction,
l’axe de référence avion (6.1.3) étant parallèle au plan du sol.
NOTES

1 Les valeurs des angles limites au sol à droite et à gauche sont les mêmes, sauf

si l’avion n’est pas symétrique.

2 Le concept de l’angle limite en roulis peut être généralisé aux cas pour lesquels

l’axe XR n’est pas nécessairement parallèle au plan du sol.
6.4 Fuselage

La partie principale appelée «FUSELAGE» est définie en énumérant les différents éléments la constituant et en précisant l’élément de

base.

Dans une telle énumération, on n’omettra pas d’indiquer si certains éléments accessoires disposés sur le fuselage (perche de nez,

capotage de parachute-frein, prises d’air, etc.) sont considérés comme appartenant au fuselage.

Par exemple, dans le cas d’un avion comportant une cabine et deux poutres, le fuselage peut être défini, suivant le problème à traiter,

comme étant constitué :

soit de la cabine (élément de base) seule sans les deux poutres et sans la perche de nez;

soit de la cabine (élément de base) avec les deux poutres et avec la perche de nez.

Définition Symbole
NO Dénomination
Trièdre fuselage Trièdre de référence de l’élément de base (6.1.13) du fuselage.
6.4.1
xFYFzF
NOTES

1 Si le fuselage a un plan de symétrie parallèle au plan de référence avion (6.1 .l ),

les axes XF et zF sont situés dans ce plan de symétrie.

2 Si le fuselage a deux plans de symétrie avant-arrière, et si l’un d’eux est paral-

lèle au plan de référence avion (6.1.11, l’axe XF est situé à l’intersection de ces

plans de symétrie et l’axe zF est parallèle au plan de référence avion (6.1.1). En par-

ticulier, si le fuselage est un corps de révolution, l’axe XF est l’axe de révolution.

3 Dans le cas le plus fréquent, le trièdre fuselage coïncide avec le trièdre de réfé-

rence avion (6.1.4).
6.4.2 Axe fuselage Axe XF du trièdre fuselage (6.4.1).
6.4.3 Plan de référence fuse- Plan zpF du trièdre fuselage (6.4.1).
lage
Calage (6.1.15) du trièdre fuselage (6.4.1) par rapport au trièdre de réfé- -
6.4.4 Calage du fuselage
rente avion (6.1.4).

NOTE - Dans le cas le plus fréquent, le trièdre fuselage (6.4.1) coïncide avec le

trièdre de référence avion (6.1.4) et les six grandeurs définissant le calage sont tou-

tes nulles.
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ISO 1151/6-1982(F)
NO Définition
Dénomination Symbole

6.4.5 Angle de référence fuse- Angle dont il faut faire tourner l’axe XR du trièdre de référence avion -

lage (6.1.4) autour de l’axe yR pour l’amener parallèlement à l’axe fuselage
(6.4.2) dans le cas particulier où l’axe yF du trièdre fuselage (6.4.1) est
parallèle à l’axe yR.
Cet angle est positif lorsque la rotation est effectuée dans le sens positif
des rotations dans le plan de référence avion (6.1.1).
NOTES

1 Dans ce cas, le calage du fuselage (6.4.4) se réduit à l’angle de référence fuse-

lage et trois coordonnées.

2 Dans le cas le plus fréquent, le trièdre fuselage (6.4.1) coïncide avec le trièdre

de référence avion (6.1.4) et l’angle de référence fuselage est nul.

Les définitions qui suivent s’appliquent à un état géométrique donné de l’avion (6.1.17) (position du nez basculant, position des portes

de soute, position du train d’atterrissage, etc.).
NO Dénomination Définition Symbole

6.4.6 Longueur du fuselage Distance entre les deux plans perpendiculaires à l’axe fuselage (6.4.2)

juste en contact avec la surface du fuselage et situés entièrement à I’exté-
rieur de celui-ci.

6.4.7 Aire du maître-couple du Aire de la plus grande section du fuselage par des plans perpendiculaires

fuselage à l’axe fuselage (6.4.2).

Diamètre équivalent du Diamètre du cercle dont l’aire est égale à l’aire du maître-couple du fuse-

6.4.8
fuselage lage (6.4.7).

6.4.9 Élancement du fuselage Rapport de la longueur du fuselage (6.4.6) au diamètre équivalent du -

fuselage (6.4.8). II est égal à lF/dF.
6.5 Surfaces aérodynamiques - Généralités

Les ((surfaces aérodynamiques» sont des parties principales (6.0.2), dont l’une des trois dimensions est petite en comparaison des

deux autres. Elles sont destinées, en général, à créer des forces aérodynamiques dont la composante, dans le sens de la petite dimen-

sion, est beaucoup plus grande que les autres composantes.
Parmi ces surfaces aérodynamiques, on peut citer :
- l’aile,
- l’empennage horizontal,
- la dérive,
- l’empennage en V,
- le canard,
- les moustaches,
etc.

Dans le but de définir certaines propriétés géométriques associées à un état géométrique (6.1 .I6) donné d’une surface aérodynami-

que, cette dernière est représentée par une surface appelée ((surface des cordes» (voir 6.6.15 et 6.7.2.12) :

- limitée par un contour extérieur fermé,

engendrée par des segments de droites, parallèles à un plan, et dont les extrémités sont situées sur le contour (cordes loca-

les, voir 6.6.5 et 6.7.2.7).
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ISO 1151/6-1982(F)
Les .conditions générales de définition de ce contour sont données en 6.6 c).

Lorsque la surface aérodynamique est interrompue par un carénage interne permettant de loger un élément moteur (par exemple :

turbo soufflante noyée dans l’aile ou hélice carénée dans une dérive), il peut être jugé utile de considérer sur la surface des cordes un

contour interne, intersection du carénage interne et de la surface des cordes.

Les définitions des caractéristiques géométriques des ailes sont données en 6.6. Elles sont aisément adaptables à d’autres surfaces. Le

chapitre 6.7 concerne les empennages.
6.6 Aile

La partie principale appelée “aile” doit être définie en énumérant les différents éléments la constituant et en précisant l’élément de

base. Dans cette énumération, il est nécessaire d’indiquer si certains éléments accessoires disposés sur l’aile (par exemple : congés de

raccordement, barrières de couche limite, sondes, antennes) ou des éléments qui font normalement partie d’autres parties principales

(par exemple : fuseaux moteurs, réservoirs) sont considérés comme appartenant à celle-ci.

Dans le cas où l’avion comporte plusieurs ailes, on définit plusieurs parties principales (par exemple : “aile supérieure” et “aile infé-

rieure” ou “aile avant” et “aile arrière”).

b) Les définitions concernent un état géométrique (6.1.16) donné de l’aile, pour lequel les positions relatives des divers éléments

mobiles qui la constituent (par exemple : volets, becs, gouvernes) sont fixées et précisées. Ces définitions ne sont généralement utili-

sées que pour les états géométriques particuliers correspondant aux positions rentrées des volets et becs, et aux positions neutres des

gouvernes.

Si au cours d’une étude de mécanique du vol, plusieurs états géométriques de l’aile sont considérés et si, en conséquence, des gran-

deurs géométriques utilisées comme grandeurs de référence (1.4.5 et 1.4.6) (par exemple : envergure, aire de l’aile d’un avion à flèche

variable) varient, il est recommandé de choisir l’un de ces états comme état géométrique de référence. Les valeurs des grandeurs géo-

métriques, pour cet état de référence, sont alors les grandeurs de référence pour tous les états géométriques étudiés.

c) Le contour extérieur (6.5) de l’aile, pour un état géométrique donné, comprend des lignes tracées sur la surface de l’aile, appe-

lées :
((ligne de bord d’attaque»
et «ligne de bord de fuite».

Les définitions de ces lignes, non précisées dans la présente Norme internationale, résultent de considérations géométriques et

aérodynamiques. Elles doivent respecter les conditions qui suivent.

Dans le cas où la ligne de bord d’attaque et la ligne de bord de fuite se rejoignent en un point à chaque extrémité de l’aile, ce point est

appelé «point d’extrémité». Lorsque les plans parallèles au plan de référence avion, juste en contact avec la surface de l’avion, et

situés entièreme nt à l’extérieur de celui-ci, sont ég alement en contact avec la surface de l’aile, ces points de contact sont les points

d’extrémité.

Dans le cas où la ligne de bord d’attaque et la ligne de bord de fuite ne se rejoignent pas aux extrémités de l’aile, le contour est fermé, à

chaque extrémité, par un segment de droite convenablement choisi, appelé «corde d’extrémité», situé dans un plan parallèle au plan

de référence avion.

Les points d’extrémité ou les cordes d’extrémité séparent la ligne de bord d’attaque de la ligne de bord de fuite.

Si les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite sont interrompues par des éléments qui ne font pas partie de l’aile (par exemple :

fuselage, fuseaux moteurs) ou par des fentes, le contour est complété en joignant les points d’interruption de ces lignes suivant une

méthode à préciser.
La figure 1 re
...

Norme internationale @ 1151l6

INTERNATIONAL ORGANIZATION FOR STANDARDlZATION*ME~YHAPOfiHAR OPrAHH3AUHR IlD CTAHfiAPTH3AUMWORGANlSATlON INTE RNATIONALE DE NORMALISATION

Termes et symboles de la mecanique du vol -
Partie 6 : Geometrie de I'avion
Terms and symbols for flight dynamics - Part 6 : Aircraft geometry
Deuxieme edition - 1982-02-15
CDU 629.7.015 : 001.4 : 003.62 Ref. no : IS0 1151/6-1982 (F)
2 7

Descripteurs : industrie aeronautique, aeronef, caracteristique geometrique, syrnbole, definition.

Prix base sur 26 pages
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Avant-propos

L’ISO (Organisation internationale de normalisation) est une federation rnondiale

d’organisrnes nationaux de normalisation (comites rnernbres de I’ISO). L’elaboration

des Normes internationales est confiee aux comites techniques de I’ISO. Chaque

cornite mernbre interesse par une etude a le droit de faire partie du cornite technique

correspondant. Les organisations internationales, gouvernementales et non gouverne-

mentales, en liaison avec I’ISO, participent egalernent aux travaux.

Les projets de Norrnes internationales adoptes par les comites techniques sont soumis

aux comites rnernbres pour approbation, avant leur acceptation comme Norrnes inter-

nationales par le Conseil de I’ISO.

La Norme internationale IS0 1151 /6 a ete elaboree par le comite technique lSO/TC 20,

Aeronautique et espace, et a ete sournise aux comites rnernbres en decembre 1979.

Les comites rnernbres des pays suivants I’ont approuvee
Afrique du Sud, Rep. d’ Chine Rournanie
Allernagne, R.F. Espagne Royaurne- U n i
Autriche France Tchecoslovaquie
Belgique ltalie URSS
Bresil Mexique USA
Canada Pays-Bas
Chili Pologne
Aucun cornite rnernbre ne I’a desapprouvee.

Cette deuxieme edition annule et rernplace la premiere edition (IS0 1151 /6-1977).

CC? Organisation internationale de normalisation, 1982 0
IrnDrirne en Suisse
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La Norme internationale IS0 1151, Terrnes et syrnboles de la rnecanique du vol, com-

prend actuellement six parties :

IS0 1151 I1 I Terrnes et syrnboles de la rnecanique du vol - Partie 1 : Mouvernent de

l'avion par rapport a l'air.

IS0 1151 12, Terrnes et syrnboles de la rnecanique du vol - Partie 2 : Mouvernents de

lbvion et de I'atrnosphere par rapport a la Terre.

IS0 1151 13, Terrnes et syrnboles de la rnecanique du vol - Partie 3 : Derivees des

forces, des moments et de leurs coefficients.
IS0 115114, Terrnes et syrnboles de 1s rnkanique du vol ~ Partie 4 : Parametres
utilises dans I'etude de la stabilite et du pilotage des avions.
IS0 115115, Terrnes et syrnboles de la rnecanique du vol - Partie 5 : Grandeurs
utilisees dans les rnesures.

IS0 1151 16, Terrnes et symboles de la rnecanique du vol ~ Partie 6 : Geornetrie de

I'a vion .

Cette Norme internationale est destinee a introduire les principaux concepts, a definir

les termes les plus importants utilises dans les etudes theoriques et experimentales et,

dans la mesure du possible, a donner les symboles correspondants.

Dans cette Norme internationale, le terme ctavion)) designe un vehicule destine a voler

dans I'atmosphere ou dans I'espace. En general, il presente essentiellement une

symetrie gauche-droite par rapport a un plan. Ce plan est determine par les caracteristi-

ques geometriques de I'avion. Dans ce plan, on definit deux directions orthogonales :

arriere-avant et dessus-dessous. La direction transversale sur la perpendiculaire a ce

plan, en resulte.

Lorsqu'il y a plus d'un plan de symetrie, ou lorsqu'il n'y en a aucun, il est necessaire

d'introduire un plan de reference. Dans le premier cas, le plan de reference est I'un des

plans de symetrie. Dans le second cas, le plan de reference est arbitraire. Dans tous les

cas, il est necessaire d'en preciser le choix.

Les angles de rotation, les vitesses angulaires et les moments autour d'un axe sont

positifs dans le sens d'horloge pour un observateur regardant dans la direction positive

de cet axe.

Tous les triedres utilises sont trirectangles et directs, c'est-a-dire qu'une rotation posi-

tive de nI2 autour de I'axe x amene I'axe y dans la position precedemment occupee

par I'axe z.
Numerotation des chapitres et paragraphes

Dans le but de faciliter I'indication des references d'un chapitre ou d'un paragraphe, il a

ete adopte une numerotation decimale telle que le premier chiffre soit le numero de la

partie consideree de la presente Norme internationale.
...
Ill
---------------------- Page: 3 ----------------------
Sommaire
Page
Introduction .............. ............................. 1
6.0
Caracteristiques generales ............ ...................... 2
6.1
Dimensions hors tout de I'avion .............. .....................
6.2
Angles limites au sol .............................. ............ 4
6.3
Fuselage .......... ............................. 5
6.4
Surfaces aerodynamiques . Generalites ...................... 6
6.5
........................ 7
6.6 Aile ............................
Empennages .......................... ...................... 12
6.7
Figures ............................................................
6.8
---------------------- Page: 4 ----------------------
~~~ ~~~~
N 0 R M E INTER NATl ON ALE
IS0 1151/6-1982 (F)
Termes et symboles de la mecanique du vol -
Partie 6 : Geometrie de I‘avion
6.0 Introduction

6.0.1 La presente Norme internationale definit certaines notions utilisees pour la description geometrique d’un avion dans le cadre

des etudes de mecanique du voll).

Elle ne donne pas toutes les definitions permettant la description detaillee de la forme de I’avion.

6.0.2 L’avion est suppose constitue de differents elements. Ces elements sont en pratique groupes en sous-ensembles constituant

les ((parties principales)) de I‘avion.

Une partie principale comporte un element de base et habituellement d‘autres elements qui sont soit fixes, soit mobiles. La position

des elements mobiles par rapport a I‘element de base peut ktre modifiee au cours du vol.

Fuselage Aile Empennage horizontal ...
Elements de base Cabine Caisson central Plan fixe ...
Pointe arriere Porte-&faux fixe -
...
Elements fixes

Elements mobiles Nez basculant Porte-A-faux A fltxhe variable Gouverne de tangage ...

Porte de train Volets Tabs
Ai I er o n s
Becs

En outre, la position d’une partie principale par rapport 9 une autre partie principale peut etre modifiee au cours du vol. Exemples :

rotation de I‘empennage horizontal par rapport au fuselage, rotation des fuseaux moteurs d’un avion 9 decollage et atterrissage verti-

cal par rapport a I’aile.

Le partage de l’avion en parties principales et en elements depend du problbme etudie. Par exemple, un systbme hypersustentateur

constitue de plusieurs volets peut etre considere comme un element unique si la loi de deplacement relatif des divers volets est definie

(par exemple lors de I‘etude de I’approche B differents braquages); dans ce cas, la position de 1’8lement est definie par un seul parame-

tre qui est la position de la commande du systbme hypersustentateur. Par contre, dans d’autres circonstances, chaque volet doit &re

considere comme un dement (par exemple au cours d’une etude en soufflerie destinee a definir la loi de deplacement relatif des divers

volets) .

6.0.3 L’element de base est utilise pour reperer les positions relatives des autres elements constituant la partie principale a laquelle il

appartient au moyen de tribdres de reference lies B chacun des elements (6.1.9). L’BIBment de base est Bgalement utilise pour reperer

la position relative de la partie principale 9 laquelle il appartient, par rapport aux autres parties principales au moyen de trihdres de ref&

rence lies a chaque partie principale (6.1.13).

Pour definir la position de chacune des parties principales par rapport A I’avion, il est necessaire de definir un tribdrexRyRzR, dit triedre

de reference avion (6.1.4).

Ce triedre n’est pas necessairement le triedre avion (1.1.5) dont le choix des axes repose sur des considerations de dynamique du vol.

En general, on choisit comme axes du triedre de reference avion, les axes du triedre fuselage.

Les definitions qui sont introduites dans les articles ont ete elaborees dans un souci d‘homogeneite avec d‘autres domaines (6tude des structures,

fabrication, etc.), domaines dans lesquels il peut &re necessaire, par ailleurs, d‘introduire des notions supplementaires.

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IS0 1151/6-1982 (F)

6.0.4 .Pour I’elernent de base du fuselage, les terrnes ((avant)), ttcBte droit)) et ctdessous)) ont les sens courarnrnent adoptes.

Les directions ((avant)), ((cBte droit)) et ctdessousn, pour tout autre element, sont deterrninees en tenant compte de I’orientation gene-

rale de I’elernent par rapport au fuselage.

II est bien precise que les terrnes ((avant)), (tcBte droit)) et ttdessousn font partie de la definition de chaque element, mais ne se referent

pas a la direction du deplacernent de I‘avion, a sa position par rapport a la Terre, ni a la position du pilote dans I‘avion. C‘est ainsi que

I’ctavant)) du fuselage d‘un avion a decollage et atterrissage verticaux reste I’ctavant)) que1 que soit le sens du deplacernent de I’avion.

Sur la base de ces conventions, le triedre direct dit ((triedre de reference)) (6.1.9) lie a chaque element, est generalernent oriente

cornrne suit : I‘axe des x vers I’avant, I‘axe des y vers la droite, I’axe des i vers le dessous.

Un point de reference (6.1.7), un axe de reference (6.1.8) et un triedre de reference (6.1.9) pour chaque element peuvent ktre

6.0.5
determines a partir de points et de droites reperes sur I’avion ou sur plans.

La definition complete de la forme geornetrique de chaque element doit ktre fournie par rapport a son triedre de reference (6.1.9).

On suppose qu’il est possible d‘extraire, de I’ensemble des elements, un sous-ensemble d‘elernents constituant la majeure

6.0.6

partie de I‘avion, syrnetriques ou disposes syrnetriquement a gauche et a droite d’un plan appele plan de reference avion (6.1.1).

6.0.7 Pour decrire un element ou une partie principale, il peut ktre commode d’introduire un ou plusieurs pararnetres globaux repre-

sentatifs de la forme de I’elernent ou de la partie principale (exernple : aire du rnaitre-couple et longueur du fuselage). Les positions

relatives des differents elements et des differentes parties principales dependent de I‘action du pilote ou de certains systernes et de

I‘etat des charges rnassiques et aerodynarniques. Ces positions relatives definissent I’etat geornetrique de I’avion (6.1.17).

6.0.8 Si, au cours d’une etude de rnecanique du vol, certaines grandeurs geornetriques varient (par exernple : envergure et surface

a fleche variable), il est recommande de choisir, cornrne grandeur de reference, I‘une des valeurs possibles de cha-

de I’aile d‘un avion
cune de ces grandeurs geornetriques.

6.0.9 La surface de reference et la longueur de reference utilisees pour le calcul de coefficients sans dimension sont definies dans la

partie 1, respectivernent en 1.4.5 et 1.4.6.
6.1 Caracteristiques generales
NO Denomination Definition Symbole

6.1.1 Plan de reference avion Plan par rapport auquel un sous-ensemble d’elernents constituant la

ZRXR
majeure partie de I’avion est dispose syrnetriquernent a gauche et a
droite. Ce plan est le plan ZRXR du triedre de reference avion (6.1.4).

NOTE - Dans le cas le plus frequent, le plan de reference avion est confondu avec

le plan de reference fuselage 16.4.3).

Point de reference avion Point choisi conventionnellement dans le plan de reference avion (6.1.1).

6.1.2

Axe de reference avion Droite, choisie conventionnellernent, situee dans le plan de reference

6.1.3
avion (6.1.1). passant par le point de reference avion (6.1.2), et orientee
vers I’avant.
Triedre de reference

6.1.4 Triedre trirectangle direct lie a I‘avion, dont I‘origine est le point de refe-

avion rence avion (6.1.2), dont I‘axe des x coi’ncide avec I’axe de reference
avion (6.1.31, et dont I’axe zR est dans le plan de reference avion (6.1.1 ).
L‘axe yR complete le triedre et est dirige vers la droite.

NOTE - Dans le cas le plus frequent, le triedre de reference avion coincide avec le

triedre fuselaae (6.4.1).

6.1.5 Calage du triedre avion Ensemble de grandeurs geornetriques (en general trois coordonnees et

par rapport au triedre de trois angles orientes) definissant la position du triedre avion (1.1.5) par

reference avion rapport au triedre de reference avion (6.1.4).

6.1.6 Angle de calage de I‘axe Angle dont il faut faire tourner I‘axe de reference avion (6.1.3) autour de

longitudinal par rapport a I’axe yR du triedre de reference avion (6.1.4) pour I‘arnener parallelement

I’axe de reference avion a l’axe longitudinal du triedre avion (1 .I .5) dans le cas particulier oh I’axe

transversal (1.1.5) est parallele a I‘axe yR.
Cet angle est positif lorsque la rotation est effectuee dans le sens positif
des rotations dans le plan de reference avion (6.1.1 ).
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IS0 1151/6-1982 (F)
Definition Symbole
NO Denomination
Point de reference (d'un Point lie a I'element, choisi conventionnellement.
6.1.7
elementi

6.1.8 Axe de reference (d'un Droite, liee a I'element, passant par le point de reference (6.1.71, et dont

element) la direction est choisie conventionnellement.

Triedre de reference (d'un Triedre trirectangle direct, lie a I'element, dont I'origine est le point de

6.1.9 XiYiZi

element) reference (6.1.7), constitue de trois axes de reference (6.1.81, generale-

ment choisis de la facon suivante :
I'axe x, est oriente vers I'avant;
I'axe yi est oriente vers la droite;
I'axe zi complete le triedre.
IOTE -
'indice i est un
idice numeri-
ue ou litteral
ui caracterise
element consi-
ere.
Ensemble de grandeurs geometriques (en general, trois coordonnees et
6.1.10 Calage d'un element par

rapport a un autre ele- trois angles orientes) definissant la position du triedre de reference d'un

element (6.1.9) par rapport au triedre de reference d'un autre element.
ment

Point de reference d'une Point de reference (6.1.7) de I'element de base d'une partie principale

6.1.11
partie principale (6.0.2).
_______ ______~ ~~ ~

6.1.12 Axe de reference d'une Axe de reference (6.1.8) de I'element de base d'une partie principale

partie principale
(6.0.2).

Triedre de reference Triedre de reference (6.1.9) de I'element de base d'une partie principale

6.1.13
d'une partie principale (6.0.2).

6.1.14 Calage d'une partie prin Ensemble de grandeurs geometriques (en general trois coordonnees et

cipale par rapport a une trois angles orientes) definissant la position du triedre de reference d'une

autre partie principale partie principale (6.1.13) par rapport au triedre de reference d'une autre

partie principale.

6.1.15 Calage d'une partie prin- Ensemble de grandeurs geometriques (en general trois coordonnees et

trois angles orientes) definissant la position du triedre de reference d'une
cipale par rapport au trie-

dre de reference avion partie principale (6.1.13) par rapport au triedre de reference avion (6.1.4).

6.1.16 Etat geometrique d'une Ensemble des grandeurs caracterisant les positions relatives des divers

partie principale elements d'une Dartie orincbale.

6.1.17 Etat geometrique de Ensemble des grandeurs caracterisant les positions relatives des diverses

I'avion
parties principales.

Les coordonnees d'un point P dans un triedre de reference xiyizi sont designees par xip, yip et zip. L'indice i est un indice numerique ou

litteral qui caracterise le triedre de reference. L'indice P est un indice numerique ou litteral qui caracterise le point P.

La position relative d'un point P (xip, yip, zip) par rapport a un point 0 (xia, yia, zia) est definie par Ies differences entre les coordonnees

de ces points par rapport au triedre de reference 4yizi.
NOTE - L'indice i peut etre supprime s'il n'y a pas de risque de confusion.
IN 0 I Denomination I Definition I Symbole 1
I Difference entre les coordonnees x du point 0 et du point P dans le trie- I
1 6.1.18 I -
X,PQ I
dre de reference choisi. X~~Q = xiQ - xip
6.1.19 Difference entre les coordonnees y du point 0 et du point P dans le trie-
dre de reference choisi. yip0 = yia - yip

6.1.20 Difference entre les coordonnees z du point 0 et du point P dans le triedre

ZiPa
de reference choisi. zips = Z~Q - zip
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IS0 1151/6-1982 (F)
6.2 Dimensions hors tout de I'avion

Pour un etat geometrique donne de I'avion (6.1.171, les dimensions hors tout de I'avion sont definies de la maniere suivante :

NO Denomination Definition Syrnbole I

6.2.1 Longueur hors tout (de Distance entre les deux plans paralleles au plan YRZR du triedre de refe-

'I3

I'avion) rence avion (6.1.4), juste en contact avec la surface de I'avion et situes

entierement a I'exterieur de celui-ci.
Distance entre les deux plans paralleles au plan de reference avion (6.1.1 ),
6.2.2 Largeur hors tout (de

I'avion) juste en contact avec la surface de I'avion et situes entierement a I'exte-

rieur de celui-ci.
Distance entre les deux plans paralleles au plan XRYR du triedre de refe-
6.2.3 Hauteur hors tout (de

I'avion) rence avion (6.1.41, juste en contact avec la surface de I'avion et situes

entierement a I'exterieur de celui-ci.

Pour un etat geometrique donne de I'avion (6.1.17), les dimensions hors tout correspondantes sont definies pour I'avion reposant sur

un plan du sol horizontal, I'axe yR du triedre de reference avion (6.1.4) etant parallele a ce plan.

Longueur hors tout au Distance entre les deux plans perpendiculaires au plan du sol, paralleles a 1

6.2.4

sol (de I'avion) I'axe yR du triedre de reference avion (6.1.41, juste en contact avec la sur-

face de l'avion et situes entierement a I'exterieur de celui-ci.

Largeur hors tout au sol Distance entre les deux plans perpendiculaires au plan du sol, paralleles a

(de I'avion) I'axe xR du triedre de reference avion (6.1.41, juste en contact avec la sur-

face de I'avion et situes entierement a I'exterieur de celui-ci.
NOTE - Pour un m6me etat geornetrique de I'avion (6.1.171, les grandeurs defi-
nies en 6.2.2 et 6.2.5 sont identiques.

6.2.6 Hauteur hors tout au sol Distance entre le sol et le plan parallele au sol juste en contact avec la sur-

(de I'avion) face de I'avion et situe entierement a I'exterieur de celui-ci.
6.3 Angles limites au sol

Les angles limites au sol representent les positions angulaires extremes que I'avion peut prendre sur le plan du sol. Ces angles depen-

dent de I'etat geometrique de I'avion (6.1.17) compte tenu de la distribution des masses, de la deformation du train d'atterrissage et

des pneumatiques, etc.

Afin de representer les positions angulaires extremes que I'avion peut prendre au moment precis oh il quitte le sol et au moment precis

oh il touche le sol, les angles limites sont definis seulement dans le cas ou aucune force de reaction n'est exercee aux differents points

de contact et oh les forces d'inertie sont nulles, auquel cas le train d'atterrissage est dans la position correspondant a la seule action de

son poids propre.

A ces positions angulaires extrhes, au moins deux points de la structure de I'avion sont en contact avec le plan du sol.

NOTE - D'autres angles lirnites au sol peuvent 6tre definis d'une facon analogue lorsque les forces de contact avec le sol ne sont pas nulles.

Symbole
NO Dhornination Definition

6.3.1 Angle limite au sol en Valeur absolue de I'angle entre I'axe de reference avion (6.1.3) et le plan

du sol quand le train d'atterrissage principal de I'avion et la partie de
tangage
I'avion situee derriere le train d'atterrissage principal sont juste en contact
avec le plan du sol, sans aucune force de reaction, I'axe yR etant parallele
au plan du sol.

NOTE - Un angle analogue peut 6tre defini dans le sens B piquer, rnais il est peu

vraisernblable que la position correspondante resulte d'une action intentionnelle.

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IS0 1151/6-1982 (F)
Definition Sym bole
NO Denomination

Angle lirnite au sol en Valeur absolue de I'angle entre I'axe yR du triedre de reference avion

6.3.2
roulis (6.1.4) et le plan du sol quand :
- soit la (ou les) roue(s) exterieure(s) droite(s) du train d'atterris-
sage principal et la partie de I'avion situee a I'exterieur de la (ou des)
roue(s) droite(s),
- soit la (ou les) roue(s) exterieure(s) gauche(s) du train d'atterris-
sage principal et la partie de I'avion situee a I'exterieur de la (ou des)
roue(s) gauche(s1,
sont juste en contact avec le plan du sol, sans aucune force de reaction,
I'axe de reference avion (6.1.3) etant parallele au plan du sol.
NOTES

1 Les valeurs des angles limites au sol a droite et a gauche sont les memes, sauf

si I'avion n'est pas symetrique.

2 Le concept de I'angle limite en roulis peut &re generalise aux cas pour lesquels

I'axe XR n'est pas necessairement parallele au plan du sol.
6.4 Fuselage

La partie principale appelee ((FUSELAGE)) est definie en enurnerant les differents elements la constituant et en precisant I'elernent de

base.

Dans une telle enumeration, on n'ornettra pas d'indiquer si certains elements accessoires disposes sur le fuselage (perche de nez,

capotage de parachute-frein, prises d'air, etc.) sont consideres cornrne appartenant au fuselage.

Par exernple, dans le cas d'un avion cornportant une cabine et deux poutres, le fuselage peut ktre defini, suivant le problerne a traiter,

cornrne etant constitue :

soit de la cabine (element de base) seule sans les deux poutres et sans la perche de nez;

soit de la cabine (element de base) avec les deux poutres et avec la perche de nez.

Definition Symbole
NO Denomination
Triedre de reference de I'elernent de base (6.1.13) du fuselage.
6.4.1 Triedre fuselage
XFYFZF
NOTES

1 Si le fuselage a un plan de symetrie parallele au pian de reference avion (6.1.1 ),

les axes XF et ZF sont situes dans ce plan de syrnetrie.

2 Si le fuselage a deux plans de symetrie avant-arriere, et si I'un d'eux est paral-

lele au plan de reference avion (6.1.11, I'axe XF est situe a I'intersection de ces

plans de syrnetrie et I'axe ZF est parallele au plan de reference avion (6.1.1 1. En par-

ticulier, si le fuselage est un corps de revolution, I'axe XF est I'axe de revolution.

3 Dans le cas le plus frequent, le triedre fuselage co'incide avec le triedre de refe-

rence avion (6.1.4).
6.4.2 Axe fuselage Axe xF du triedre fuselage (6.4.1).
~~ ~
Plan de reference fuse- Plan tqF du triedre fuselage (6.4.1).
6.4.3
laae

Calage du fuselage Calage (6.1.15) du triedre fuselage (6.4.1) par rapport au triedre de ref&

6.4.4
rence avion (6.1.4).

NOTE - Dans le cas le plus frequent, le triedre fuselage (6.4.1) coincide avec le

triedre de reference avion (6.1.4) et les six grandeurs definissant le calage sont tou-

tes nulles.
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IS0 1151/6-1982 (FI
Definition Symbole
NO Denomination
Angle dont il faut faire tourner I’axe xR du triedre de reference avion
6.4.5 Angle de reference fuse-
lage (6.1.4) autour de I’axe yR pour I’amener parallelement a I‘axe fuselage
(6.4.2) dans le cas particulier ou I’axe yF du triedre fuselage (6.4.1) est
parallele a I’axe yR.
Cet angle est positif lorsque la rotation est effectuee dans le sens positif
des rotations dans le plan de reference avion (6.1.1).
NOTES
1 a I‘angle de reference fuse-
Dans ce cas, le calage du fuselage (6.4.4) se reduit
lage et trois coordonnees.

2 Dans le cas le plus frequent, le triedre fuselage (6.4.1 I co’incide avec le triedre

de reference avion (6.1.41 et I‘angle de reference fuselage est nul.

Les definitions qui suivent s‘appliquent a un etat geometrique donne de I’avion (6.1.17) (position du nez basculant, position des portes

de soute, position du train d‘atterrissage, etc.).
1 No I Denomination I Definition I Symbole I
a I’axe fuselage (6.4.2)
6.4.6 Longueur du fuselage Distance entre les deux plans perpendiculaires
juste en contact avec la surface du fuselage et situes entierement a I‘exte-
r rieur de celui-ci.

6.4.7 Aire du maitre-couple du Aire de la plus grande section du fuselage par des plans perpendiculaires

a I‘axe fuselage (6.4.2).
fuselage
I I

Diametre equivalent du Diametre du cercle dont I’aire est egale a I‘aire du maitre-couple du fuse-

6.4.8
fuselage lage (6.4.7).

6.4.9 Elancement du fuselage Rapport de la longueur du fuselage (6.4.6) au diametre equivalent du

fuselage (6.4.8). II est egal a /F/dF.
6.5 Surfaces aerodynamiques - Generalites

Les ((surfaces aerodynamiques)) sont des parties principales (6.0.2), dont I’une des trois dimensions est petite en comparaison des

deux autres. Elles sont destinees, en general, a creer des forces aerodynamiques dont la composante, dans le sens de la petite dimen-

sion, est beaucoup plus grande que les autres composantes.
Parmi ces surfaces aerodynamiques, on peut citer :
- I‘aile,
- I’empennage horizontal,
- la derive,
- I’empennage en V,
- le canard,
- les moustaches,
etc.

Dans le but de definir certaines proprietes geometriques associees a un etat geornetrique (6.1.16) donne d‘une surface aerodynami-

que, cette derniere est representee par une surface appelee ((surface des cordes)) (voir 6.6.15 et 6.7.2.12) :

limitee par un contour exterieur ferrne,

engendree par des segments de droites, paralleles a un plan, et dont les extremites sont situees sur le contour (cordes loca-

les, voir 6.6.5 et 6.7.2.7).
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IS0 1151/6-1982 (F)
Les conditions generales de definition de ce contour sont donnees en 6.6 c).

Lorsque la surface aerodynamique est interrompue par un carenage interne permettant de loger un element moteur (par exemple :

turbo soufflante noyee dans I’aile ou helice carenee dans une derive), il peut 6tre juge utile de considerer sur la surface des cordes un

contour interne, intersection du carenage interne et de la surface des cordes.

Les definitions des caracteristiques geometriques des ailes sont donnees en 6.6. Elles sont aisement adaptables a d‘autres surfaces. Le

chapitre 6.7 concerne les empennages.
6.6 Aile

a) La partie principale appelee ”aile” doit Ctre definie en enumerant les differents elements la constituant et en precisant I’element de

base, Dans cette enumeration, il est necessaire d’indiquer si certains elements accessoires disposes sur I’aile (par exemple : conges de

raccordement, barrieres de couche limite, sondes, antennes) ou des elements qui font normalement partie d’autres parties principales

(par exemple : fuseaux moteurs, reservoirs) sont consideres comme appartenant a celle-ci.

Dans le cas ou I’avion comporte plusieurs ailes, on definit plusieurs parties principales (par exemple : ”aile superieure“ et “aile infe-

rieure” ou ”aile avant“ et ”aile arriere”).

b) Les definitions concernent un etat geometrique (6.1.16) donne de I’aile, pour lequel les positions relatives des divers elements

mobiles qui la constituent (par exemple : volets, becs, gouvernes) sont fixees et precisees. Ces definitions ne sont generalement utili-

sees que pour les etats geometriques particuliers correspondant aux positions rentrees des volets et becs, et aux positions neutres des

gouvernes.

Si au cours d’une etude de mecanique du vol, plusieurs etats geometriques de I’aile sont consideres et si, en consequence, des gran-

deurs geometriques utilisees comme grandeurs de reference (1.4.5 et 1.4.6) (par exemple : envergure, aire de I’aile d’un avion a fleche

variable) varient, il est recommande de choisir I‘un de ces etats comme etat geometrique de reference. Les valeurs des grandeurs geo-

metriques, pour cet etat de reference, sont alors les grandeurs de reference pour tous les etats geometriques etudies.

Le contour exterieur (6.5) de I’aile, pour un etat geometrique donne, comprend des lignes tracees sur la surface de I’aile, appe-

lees :
ctligne de bord d’attaqueu
et ctligne de bord de fuite)).

Les definitions de ces lignes, non precisees dans la presente Norme internationale, resultent de considerations geometriques et

aerodynamiques. Elles doivent respecter les conditions qui suivent.

Dans le cas ou la ligne de bord d’attaque et la ligne de bord de fuite se rejoignent en un point a chaque extremite de I‘aile, ce point est

appele ((point d’extremite)). Lorsque les plans paralleles au plan de reference avion, juste en contact avec la surface de I’avion, et

situes entierement a I’exterieur de celui-ci, sont egalement en contact avec la surface de I’aile, ces points de contact sont les points

d’extremite.

Dans le cas ou la ligne de bord d‘attaque et la ligne de bord de fuite ne se rejoignent pas aux extremites de I’aile, le contour est ferme, a

chaque extremite, par un segment de droite convenablement choisi, appele ctcorde d’extremiten, situe dans un plan parallele au plan

de reference avion.

Les points d’extremite ou les cordes d’extremite separent la ligne de bord d’attaque de la ligne de bord de fuite.

Si les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite sont interrompues par des elements qui ne font pas partie de I‘aile (par exemple :

fuselage, fuseaux moteurs) ou par des fentes, le contour est complete en joignant les points d‘interruption de ces lignes suivant une

methode a preciser.

La figure 1 represente les projections du contour sur les plans du triedre de reference avion (6.1.4)

d) Le calcul des caracteristiques aerodynamiques de I’avion peut 6tre facilite par I‘introduction de quelques

...

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