ISO 1151-6:1982
(Main)Terms and symbols for flight dynamics — Part 6: Aircraft geometry
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
Relations
Overview
ISO 1151-6:1982 - Terms and symbols for flight dynamics - Part 6: Aircraft geometry defines the fundamental notions and symbols used to describe an aircraft’s geometry for flight-dynamics studies. Published by ISO/TC 20 (Aircraft and space vehicles), this part of the ISO 1151 series standardizes how to reference aircraft components, axes, dimensions and limit angles used in theoretical analyses, experiments and data exchange. It clarifies the aircraft reference plane, reference axis system, reference points, and the idea of a componentized aircraft (fuselage, wing, empennages, etc.). The document includes figures and is intended to provide consistent terminology rather than a full shape-definition system.
Key topics and requirements
- Aircraft decomposition: Treats the aircraft as an assembly of main parts and components (basic, fixed, movable) and defines how to identify and describe them.
- Reference systems and points: Specifies the aircraft reference axis system (XR, YR, ZR), component reference axis systems (Xi, Yi, Zi), and reference points used to locate parts and features consistently.
- Settings and geometric state: Defines the setting of components and main parts (position and orientation relative to other parts or to the aircraft reference axes) and the geometric state of the aircraft, including movable surfaces.
- Overall dimensions: Gives formal definitions for overall length, width and height and corresponding ground dimensions when the aircraft rests on a horizontal plane.
- Ground limit angles: Defines extreme angular positions the aircraft can assume on the ground (lift-off/touch-down cases), including assumptions about undercarriage and contact points.
- Component descriptions: Covers generalized definitions for fuselage, aerodynamic surfaces, wing and empennages and prescribes the use of figures to illustrate terms.
- Notation and symbols: Recommends consistent symbols for coordinates, differences and axis rotations used in flight-dynamics work.
Practical applications
- Establishes a common language for flight-dynamics analysis, wind-tunnel test configuration reporting and computational modeling.
- Ensures consistent reference axes and dimensions for calculation of aerodynamic coefficients, stability and control parameters.
- Supports aircraft design, systems integration (e.g., high-lift or variable-sweep mechanisms), ground-clearance and undercarriage design studies.
- Useful for preparing test reports, simulation inputs, and interoperability between design, analysis, and certification teams.
Who should use this standard
- Aerospace and aerodynamic engineers
- Flight-dynamics analysts and simulation developers
- Wind-tunnel and flight-test personnel
- Aircraft designers and systems integrators
- Regulatory and certification specialists requiring unambiguous geometry definitions
Related standards
ISO 1151 is a multi-part series; relevant companion parts include:
- ISO 1151-1 (reference surfaces and motion relative to the air)
- ISO 1151-2, -3, -4, -5 (motions, derivatives, stability/control parameters, measurement quantities)
Keywords: ISO 1151-6, aircraft geometry, flight dynamics, reference axis system, ground limit angles, fuselage, wing, empennage, overall dimensions, geometric state.
Standards Content (Sample)
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
Ei
-
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:
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
ii
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
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
iv
~~ ~~~~ ~~~
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.
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)
XR
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).
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;
Yi
the zi-axis completes the System.
zi
NOTE - The
subscript i is a
number or letter
that denotes
i
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
I
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
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
I N I
Overall length (of the air- The distance between the two planes parallel to theYRzR plane of the air-
6.2.1
IR
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,
kl
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.
I
.
6.2.6 Ground Overall height (of The distance between the ground plane and the plane parallel to that
ho
the aircraft) plane, just touching the surface of the aircraft and lying wholly outside it.
l
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.
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).
XF
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.
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
lF
(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
AF
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-
dF
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).
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 characteristics of
The basic axis System of the wing (6.6.11) is used to define the geometric Parameters
the wing.
ISO 1151/6-1982 (E)
The aircraft reference axis System (6.1.4) is used in the definition of the chord lines (6.6.5 and 6.6.7), of the basic axis System (6.6.1 l),
of the local sweep angle (6.6.22) and of the local dihedral angle (6.6.24), as these concepts relate to the wings as part of the complete
aircraft.
In studies of an isolated wing, these definitions may be established with respect to the wing axis System (6.6.2) or with respect to
another suitably Chosen axis System (for example, in the study of an isolated oblique wing, the axis System Chosen will be such that its
v-plane is parallel to the velocity at upstream infinity).
f) The definitions that follow tan in some cases be simplified; for example for a trapezoidal wing, that is a wing made up of two
trapezoidal plane half wings symmetrical with respect to the aircraft reference plane (6.1 .l). Such simplifications will be noted in the
appropriate items.
g) If, in applying the procedure set out in 6.6 c), the wing contour has been completed through the interior of the fuselage, the
resulting contour is that of the “gross wing ”. The following definitions apply to that gross wing.
The “net wing” is obtained by excluding that part of the gross wing which by convention lies in the interior of the fuselage, that is the
part contained between two root chord lines parallel to the aircraft reference plane.
h) The Symbols relating to the wing are indicated by the subscript L.
Term Definition Symbol
No.
6.6.1 (Reference) Plane of sym- The plane with respect to which a sub-set of components, including the
ZLXL
metry of the wing wing basic component, and constituting the major Portion of the wing, is
disposed symmetrically to port and to starboard. That plane is the zLxL-
plane of the wing axis System (6.6.2).
NOTES
1 Usually, the qxL-plane of the wing axis System is coincident with the aircraft
reference plane (6.1 .l) which is usually also the fuselage reference plane
(6.4.3).
2 The wing contour is usually symmet
...
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.
Y
c
Prix base sur 26 pages
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
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
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
iv
~~~ ~~~~
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,
1)
fabrication, etc.), domaines dans lesquels il peut &re necessaire, par ailleurs, d‘introduire des notions supplementaires.
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
XR
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 ).
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;
xi
I'axe yi est oriente vers la droite;
Yi
I'axe zi complete le triedre.
zi
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
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
I,
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
b0
(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-
h0
(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.
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).
XF
~~ ~
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.
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
dF
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).
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-
c)
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 contours simplifies dont
les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne coi’ncident pas en tous points avec la surface de I‘aile (par exemple : forme en plan
simplifiee).
Differents triedres sont introduits pour la description des parametres geometriques relatifs a I’aile.
e)
Le triedre de reference de I’aile, appele triedre aile (6.6.21, est utilise pour la description de I’etat geornetrique de la partie principale
ctaile)) (6.1.161, y compris la description du contour.
Le triedre de base de I’aile (6.6.1 1) est utilise pour la definition de parametres geometriques concernant les caracteristiques aerodyna-
miques de I’aile.
I
IS0 1151/6-1982 (F)
Le triedre de reference avion (6.1.4) est utilise dans la definition des cordes (6.6.5, 6.6.7). du triedre de base (6.6.11), de la fleche
locale (6.6.22) et du diedre local (6.6.24), car ces notions concernent I‘aile en tant que partie de I‘avion complet.
Dans les etudes d’aile isolee, ces definitions peuvent 6tre etablies par rapport au triedre aile (6.6.2) ou par rapport a un autre triedre
convenablement choisi (par exemple, dans I’etude d’une aile isolee en attaque oblique, le triedre choisi sera tel que son plan zx soit
oarallele a la vitesse a I’infini amont).
f) Les definitions qui suivent peuvent etre simplifiees dans certains cas; par exemple pour une aile trapezoidale, c’est-a-dire une aile
composee de deux demi-ailes trapezoidales planes, symetriques par rapport au plan de reference avion (6.1.1). De telles simplifica-
tions seront notees dans les articles appropries.
Si, en appliquant la methode decrite en 6.6 c), le contour de I‘aile a ete complete a I’interieur du fuselage, le contour qui en resulte
g)
est celui de ctl’aile brute)). Les definitions qui suivent s’appliquent a cette aile brute.
((L’aile netten est obtenue en excluant de I’aile brute, la partie situee par convention a I’interieur du fuselage, c‘est-a-dire comprise
entre deux cordes d’emplanture paralleles au plan de reference avion.
h) Les symboles relatifs a I‘aile sont caracterises par I’indice L.
NO Denomination Definition
Symbole
Plan de symetrie (de refe- Plan par rapport auquel un sous-ensemble d’elements, y compris l‘ele-
6.6.1
Z LXL
rence) de I’aile ment de base de I’aile, et constituant la majeure partie de I‘aile, est dis-
pose symetriquement a gauche et a droite. Ce plan est le plan ZLXL du
triedre aile (6.6.2).
NOTES
1 Generalernent, le plan ZLXL du triedre aile est confondu avec le plan de refe-
rence avion (6.1.1) qui est generalement aussi le plan de reference fuselage
(6.4.31.
2 Le contour de I’aile est generalernent symetrique par rapport au plan
ZLXL.
6.6.2 Triedre ail
...
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
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
ii
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.
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
iv
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.
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
XR
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).
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;
xi
l’axe yi est orienté vers la droite;
Yi
l’axe zi complète le trièdre.
zi
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
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
I
I
6.2.1 Longueur hors tout (de Distance entre les deux plans parallèles au plan YRZR du trièdre de réfé-
IR
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
lo
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
bo
(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-
ho
(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.
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).
XF
6.4.3 Plan de référence fuse- Plan zpF du trièdre fuselage (6.4.1).
WF
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.
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)
IF
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
AF
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
dF
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).
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
a)
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 représente les projections du contour sur les plans du trièdre de référence avion (6.1.4).
Le calcul des caractéristiques aérodynamiques de l’avion peut être facilité par l’introduction de quelques contours simplifiés dont
dl
les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne coi’ncident pas en tous points avec la surface de l’aile (par exemple : forme en plan
simplifiée).
e) Différents trièdres sont introduits pour la description des paramètres géométriques relatifs à l’aile.
Le trièdre de référence de l’aile, appelé trièdre aile (6.6.2), est utilisé pour la description de l’état géométrique de la partie principale
«aile» (6.1.16), y compris la description du contour.
Le trièdre de base de l’aile (6.6.11) est utilisé pour la définition de paramètres géométriques concernant les caractéristiques aérodyna-
miques de l’aile.
ISO 1151/6-1982(F)
Le trièdre de référence avion (6.1.4) est utilisé dans la définition des cordes (6.6.5, 6.6.71, du trièdre de base (6.6.111, de la flèche
locale (6.622) et du dièdre local (6.6.241, car ces notions concernent l’aile en tant que partie de l’avion complet.
Dans les études d’aile isolée, ces définitions peuvent être établies par rapport au trièdre aile (6.6.2) ou par rapport à un autre trièdre
convenablement choisi (par exemple, dans l’étude d’une aile isolée en attaque oblique, le trièdre choisi sera tel que son plan z;i: soit
parallèle à la vitesse à l’infini amont).
f) Les définitions qui suivent peuvent être simplifiées dans certains cas; par exemple pour une aile trapézoÏdaIe, c’est-à-dire une aile
composée de deux demi-ailes trapézoÏdales planes, symétriques par rapport au plan de référence avion (6.1.1). De telles simplifica-
tions seront notées dans les articles appropriés.
g) Si, en appliquant la méthode décrite en 6.6 CI, le contour de l’aile a été complété à l’intérieur du fuselage, le contour qui en résulte
est celui de «l’aile brute». Les définitions qui suivent s’appliquent à cette aile brute.
«L’aile nette» est obtenue en excluant de l’aile brute, la partie située par convention à l’intérieur du fuselage, c’est-à-dire comprise
entre deux cordes d’emplanture parallèles au plan de référence avion.
h) Les symboles relatifs à l’aile sont caractérisés par l’indice L.
NO Dénomination Définition Symbole
6.6.1 Plan de symétrie (de réfé- Plan par rapport auquel un sous-ensemble d’éléments, y compris I’élé-
ZLXL
ment de base de l’aile, et constituant la majeure partie de l’aile, est dis-
rente) de l’aile
posé symétriquement à gauche et à droite. Ce plan est le plan zLxL du
trièdre aile (6.6.2).
NOTES
1 Généralement, le plan ZLXL du trièdre aile est confondu avec le plan de réfé-
rence avion (6.1 .l) qui est généralement aussi le plan de référence fuselage
(6.4.3).
2 Le contour de l’aile est généralement symétrique par rapport au plan
ZLXL*
6.6.2 Trièdre aile Trièdre de référence de l’élément de base (6.1.13) de l’aile.
La direction de l’axe xL et son origine sont choisies convenablement.
NOTE - II est préférable de faire passer l’axe XL par les points d’intersection du
contour et du plan de symétrie (de référence) de l’aile (6.6.1).
Calage (6.1.15) du trièdre aile (6.6.2) par rapport au trièdre de référence
6.6.3 Calage de l’aile
avion (6.1.4).
6.6.4 Envergure de l’aile Distance entre les deux plans parallèles au plan de référence avion (6.1.1) b
juste en contact avec le contour de l’aile L6.6 dl, et situés entièrement à
l’extérieur de celui-ci.
Corde locale (de l’aile) Segment de droite joignant les points d’intersection des lignes de bord
6.6.5
...
Frequently Asked Questions
ISO 1151-6:1982 is a standard published by the International Organization for Standardization (ISO). Its full title is "Terms and symbols for flight dynamics — Part 6: Aircraft geometry". This standard covers: 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.
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.
ISO 1151-6:1982 is classified under the following ICS (International Classification for Standards) categories: 01.060 - Quantities and units; 49.020 - Aircraft and space vehicles in general. The ICS classification helps identify the subject area and facilitates finding related standards.
ISO 1151-6:1982 has the following relationships with other standards: It is inter standard links to ISO 1151-6:1982/Amd 1:1984; is excused to ISO 1151-6:1982/Amd 1:1984. Understanding these relationships helps ensure you are using the most current and applicable version of the standard.
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