FR3005120A1

FR3005120A1 - FLOW RECOVERY STRUCTURE FOR NACELLE

Info

Publication number: FR3005120A1
Application number: FR1353737A
Authority: FR
Inventors: Patrick Gonidec; Olivier Kerbler; Xavier Bouteiller
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2013-04-24
Filing date: 2013-04-24
Publication date: 2014-10-31
Also published as: WO2014174214A1

Abstract

Nacelle (1) d'aéronef comprenant une structure externe (2) comportant une partie amont formant entrée d'air (3), une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter (5) pour la soufflante du moteur, une partie aval (4), une structure interne comportant un carénage (6) d'un moteur, une soufflante et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux (8,9) inclinées par rapport au carénage (6) du moteur caractérisée en ce que les aubes de redressement de flux (8,9) sont disposées de telle façon que deux aubes (8,9) successives sont positionnées de manière différente vis-à-vis du carter de soufflante (5) et du carénage du moteur (6).Aircraft nacelle (1) comprising an external structure (2) comprising an upstream part forming an air inlet (3), an intermediate part whose inner wall forms a casing (5) for the engine blower, a downstream part (4) ), an internal structure comprising a shroud (6) of an engine, a fan and a flow straightening structure comprising flow straightening vanes (8, 9) inclined relative to the fairing (6) of the engine, characterized in that the flow straightening vanes (8, 9) are arranged in such a way that two successive vanes (8, 9) are positioned in a different manner with respect to the fan casing (5) and the engine casing (6). ).

Description

La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des turbomachines à double flux pour aéronef et plus particulièrement aux redresseurs de flux secondaires.The present invention relates generally to the field of turbofan engines for aircraft and more particularly to secondary flow rectifiers.

Comme cela est connu en soi, un ensemble propulsif d'un turboréacteur à double flux comprend classiquement une structure externe comportant une partie amont formant entrée d'air, une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter pour la soufflante du moteur, et une partie aval pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée.As is known per se, a propulsion unit of a turbofan engine typically comprises an external structure comprising an upstream part forming an air inlet, an intermediate part whose inner wall forms a housing for the engine fan, and a part downstream may incorporate thrust reversal means.

Cette nacelle comporte par ailleurs une structure interne fixe (« Internai Fixed Structure » en terminologie anglo-saxonne) comportant un carénage du moteur. Le volume délimité notamment par la paroi interne de la structure externe et par le carénage de la structure interne définit une veine d'air 15 annulaire, souvent désignée par « veine d'air froid », par opposition à l'air chaud engendré par le moteur. La soufflante consiste essentiellement en une hélice munie de pales, montée rotative sur un arbre tournant relié et centré sur un palier. Le palier est relié au carter de soufflante par un ensemble de structures 20 transversales, s'étendant radialement dans la veine d'air froid, tels que des bras structuraux pouvant être répartis à 90 ou 120 degrés par exemple. Dans cette même veine d'air froid se trouve une structure de redressement de flux comprenant des aubes de redressement de flux, appelées aussi OGV (« Outlet Guide Vanes »), permettant de redresser vers 25 l'arrière le flux d'air froid engendré par la soufflante, le flux ayant en général une composante circonférentielle néfaste à la performance aérodynamique de la nacelle. De concert, ces aubes peuvent maintenir le carter de soufflante du moteur à la partie centrale du moteur. Dans ce cas, on parle d'aubes de 30 soufflante structuralesassurant les deux fonctions de redressement de flux et de liaison du palier avec le carter de soufflante, il n'est alors plus nécessaire de prévoir de bras structuraux spécifiques pour remplir cette fonction ou ils peuvent être significativement allégés s'ils sont maintenus. Les structures de redressement de flux existantes sont basées sur 35 une distribution régulière et radiale des aubes de redressement de flux. Elles sont issues de méthodes de calculs aérodynamiques utilisant la périodicité des 3005 120 2 aubages. En revanche les aubes ont individuellement des géométries de plus en plus compliquées et il leur est demandé de transmettre des moments de flexion et de torsion pour lesquelles elles n'étaient pas initialement conçues. Par ailleurs, la recherche de performances aérodynamiques et 5 acoustiques conduit souvent à choisie des bords d'attaque en flèche au voisinage des parois pour y gérer l'écoulement souvent supersonique. Le document US6554564 décrit des aubes de soufflante présentant un point d'inflexion, c'est-à-dire des aubes présentant sur au moins une partie de leur longueur une flèche positive ou négative. 10 Le document US6195983 décrit des aubes de soufflante apparaissant arrondies ou inclinées. Ces dispositifs présentent des inconvénients, notamment en ce qu'ils sont lourds, accroissant ainsi la consommation globale de l'aéronef qui en est équipé, et laissent subsister des déplacements ou des distorsions des carters moteurs sur lesquels les redresseurs de soufflante sont assujettis. Ces déplacements et distorsions pénalisent la performance et l'intégration de l'ensemble propulsif.This nacelle also comprises a fixed internal structure ("Internai Fixed Structure" in English terminology) comprising a fairing of the engine. The volume defined in particular by the internal wall of the external structure and by the fairing of the internal structure defines an annular air stream, often referred to as "cold air vein", as opposed to the hot air generated by the engine. The fan consists essentially of a propeller provided with blades, rotatably mounted on a rotating shaft connected and centered on a bearing. The bearing is connected to the fan casing by a set of transverse structures, extending radially in the cold air duct, such as structural arms which can be distributed at 90 or 120 degrees for example. In this same vein of cold air is a flow rectification structure comprising flow straightening vanes, also called OGV ("Outlet Guide Vanes"), for rearward straightening the flow of cold air generated. by the blower, the flow having in general a circumferential component detrimental to the aerodynamic performance of the nacelle. Together, these vanes can hold the engine blower housing to the central part of the engine. In this case, we speak of structural fan bladesassuring the two functions of flow rectification and connection of the bearing with the fan casing, it is then no longer necessary to provide specific structural arms to perform this function or they can be significantly reduced if they are maintained. Existing flow straightening structures are based on a regular and radial distribution of flow straightening vanes. They come from aerodynamic calculation methods using the periodicity of 3005 120 2 blading. On the other hand, the blades individually have more and more complicated geometries and they are required to transmit moments of flexion and torsion for which they were not initially designed. On the other hand, the search for aerodynamic and acoustic performance often leads to soaring leading edges in the vicinity of the walls to deal with the often supersonic flow. The document US6554564 describes fan blades having a point of inflection, that is to say blades having on at least a portion of their length a positive or negative deflection. US6195983 discloses blower vanes appearing rounded or inclined. These devices have drawbacks, especially in that they are heavy, thus increasing the overall consumption of the aircraft that is equipped with it, and leave behind displacements or distortions of the engine cases on which the fan rectifiers are subject. These displacements and distortions penalize the performance and integration of the propulsion system.

La présente invention vise à fournir un dispositif affranchi des inconvénients de l'état de la technique notamment ceux précités. A cet effet, la présente invention a pour objet une nacelle d'aéronef comprenant une structure externe comportant une partie amont formant entrée d'air, une partie intermédiaire dont la paroi interne forme carter pour la soufflante du moteur, une partie aval, une structure interne comportant un carénage d'un moteur, une soufflante et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux inclinées par rapport au carénage du moteur remarquable en ce que les aubes de redressement de flux sont disposées de telle façon que deux aubes successives sont positionnées de manière différente vis-à-vis du carter de soufflante et du carénage du moteur. Selon d'autres caractéristiques de l'invention, la nacelle d'aéronef 35 comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles : - une aube de redressement présente un angle de flèche de signe opposé à ceux des aubes qui lui sont attenantes par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement présente un angle de flèche opposé à ceux des aubes qui lui sont attenantes par rapport à unplan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement rejoint sensiblement, à chacune de ses extrémités, une extrémité de deux aubes de redressement présentant sensiblement le même angle de flèche qu'elle par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - deux aubes de redressement attenantes présentent sensiblement le même angle de flèche par rapport à un plan transversal à la nacelle ; - une aube de redressement forme un angle avec une tangente au carénage du moteur, située au point de contact entre l'aube de redressement et le carénage du moteur et dans un plan transversal à la nacelle, différent de l'angle formé par les aubes qui lui sont attenantes avec leur tangente respective ; - la structure de redressement présente un plan de symétrie comprenant l'axe de la nacelle ; - la nacelle comprend un limiteur de compression sur au moins une extrémité de chaque aube de redressement de manière à limiter les efforts en compression s'exerçant sur les aubes de redressement ; - le limiteur de compressioncomprend un ressort de compression ; - le limiteur de compression comprend un corps fixe par rapport à la nacelle et un coulisseau coulissant à travers le corps fixe.The present invention aims to provide a device free from the disadvantages of the state of the art including those mentioned above. For this purpose, the subject of the present invention is an aircraft nacelle comprising an external structure comprising an upstream part forming an air inlet, an intermediate part whose inner wall forms a casing for the engine blower, a downstream part, a structure internal structure comprising a motor fairing, a fan and a flow rectification structure comprising flow rectifying vanes inclined with respect to the motor fairing, characterized in that the flow straightening vanes are arranged in such a way that two vanes successive are positioned differently vis-à-vis the blower housing and the engine fairing. According to other features of the invention, the aircraft nacelle 35 comprises one or more of the following optional features considered alone or according to all the possible combinations: a righting dawn has an arrow angle of opposite sign to those vanes which are adjacent to it in relation to a plane transverse to the nacelle; a righting blade has an angle of arrow opposite to that of the blades which are adjacent to it relative to a plane transverse to the nacelle; a righting blade substantially joins, at each of its ends, an end of two straightening vanes having substantially the same angle of deflection as with respect to a plane transverse to the nacelle; two adjoining straightening vanes have substantially the same angle of deflection with respect to a plane transverse to the nacelle; a righting dawn forms an angle with a tangent to the engine fairing, located at the point of contact between the righting blade and the engine fairing and in a plane transverse to the nacelle, different from the angle formed by the vanes; which are adjacent to it with their respective tangent; the straightening structure has a plane of symmetry comprising the axis of the nacelle; - The nacelle comprises a compression limiter on at least one end of each straightening blade so as to limit the compressive forces exerted on the straightening vanes; - the compression limiter comprises a compression spring; - The compression limiter comprises a fixed body relative to the nacelle and a slider sliding through the fixed body.

Cette solution permet une meilleure reprise d'efforts appliqués sur la nacelle au niveau des aubes de redressement de flux tout en conservant une structure de redressement de flux légère, notamment les efforts entraînant une ovalisation locale de la nacelle au niveau des points d'attache de chaque aube de redressement sur le carter de nacelle et sur le carénage du moteur.This solution allows a better recovery of forces applied to the nacelle at the level of the flow straightening vanes while maintaining a light flow straightening structure, including the forces causing a local ovality of the nacelle at the attachment points of each turnaround blade on the nacelle housing and on the engine fairing.

On décrit à présent à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation possible de l'invention, en référence aux figures annexées ; sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues désignent des 5 organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues : - la figure 1 est une vue externe schématique d'une nacelle représentée avec un repère direct (X,Y,Z) d'orientation, - la figure 2 est une vue en coupe schématique selon l'axe Y de la nacelle privée de sa structure externe selon un premier mode 10 de réalisation de la présente invention, - la figure 3 est une vue en coupe schématique selon l'axe X de la nacelle selon le premier mode de réalisation de la présente invention, - la figure 4 est une vue partielle schématique selon l'axe Y des 15 efforts appliqués sur la nacelle privée de sa structure externe réalisée selon le premier mode de réalisation de la présente invention, - la figure 5 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la nacelle privée de sa structure externe selon un second mode de 20 réalisation de la présente invention, - la figure 6 est une vue en coupe longitudinale schématique selon l'axe Y de 2Ia nacelle privée de sa structure externe selon un troisième mode de réalisation de la présente invention, - la figure 7 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la 25 nacelleprivée de sa structure externe selon le troisième mode de réalisation de la présente invention, - la figure 8 est une vue partielle schématique selon l'axe X de la nacelle privée de sa structure externe selon un quatrième mode de réalisation de la présente invention, 30 - la figure 9 est une vue partielle schématique d'un limiteur de compression selon un mode de réalisation de la présente invention. 35 En référence à la figure 1, on décrit l'aspect extérieur général d'une nacelle ainsi que le repère direct (X,Y,Z) d'orientation des vues de la nacelle.A possible embodiment of the invention will now be described by way of nonlimiting example, with reference to the appended figures; FIG. 1 is a diagrammatic external view of a nacelle represented with a direct reference mark (X, Y, Z) in the set of figures. 2 is a diagrammatic sectional view along the Y axis of the nacelle deprived of its external structure according to a first embodiment of the present invention, FIG. 3 is a diagrammatic sectional view according to FIG. the axis X of the nacelle according to the first embodiment of the present invention, - Figure 4 is a schematic partial view along the Y axis of the forces applied to the nacelle deprived of its external structure made according to the first mode of embodiment of the present invention; FIG. 5 is a schematic partial view along the X axis of the nacelle deprived of its external structure according to a second embodiment of the present invention, FIG. schematic longitudinal elevation along the Y axis of 2Ia nacelle deprived of its external structure according to a third embodiment of the present invention, - Figure 7 is a schematic partial view along the X axis of the nacelleprivée its external structure according to the third embodiment of the present invention; FIG. 8 is a schematic partial view along the X axis of the nacelle deprived of its external structure according to a fourth embodiment of the present invention; FIG. 9 is a schematic partial view of a compression limiter according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG. 1, the general exterior appearance of a nacelle as well as the direct reference (X, Y, Z) of orientation of the views of the nacelle are described.

La nacelle 1 comprend une structure externe 2 comportant une lèvre d'entrée d'air 3 et un capot aval 4 pouvant abriter un inverseur de poussée. Le repère (X,Y,Z) est défini comme un trièdre direct dont l'axe X 5 suit la même direction que l'axe A de la nacelle 1 et est orienté dans le sens de l'écoulement de l'air dans la nacelle 1, et l'axe Z représente un axe vertical orienté vers le haut. En référence aux figures 2, 3 et 4, on décrit la nacelle 1 selon le 10 premier mode de réalisation de la présente invention. La nacelle 1 comprend un carter de soufflante 5, un carénage du moteur 6, une soufflante 7, et une structure de redressement de flux comportant des aubes de redressement de flux (8, 9). L'aube de redressement de flux 8 présente un angle de flèche al 15 orientéd'une valeur opposée à celui a2orienté de l'aube de redressement de flux 9, les angles al et a2 étant mesurés à partir de plans Tri et 72 transversaux à la nacelle 1 chacune des aubes de redressement de flux comprise dans la structure de redressement de flux s'étend dans un plan axial, c'est-à-dire dans un plan comprenant l'axe Ade la nacelle 1 et donc l'axe X du repère (X,Y,Z). 20 Ainsi, et comme illustré sur la figure 2, les aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y. Les aubes de redressement de flux (8, 9) sont chacune rattachées au carénage du moteur 6 à l'une de leurs extrémités et au carter de soufflante 5 à l'autre de leurs extrémités. 25 Chacune des aubes de redressement de flux (8, 9) est disposée radialement autour du carénage du moteur 6. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 3, la nacelle comprend une pluralité d'aubes de redressement de flux (8, 9) disposées radialement autour du carénage du moteur 6 de telle manière que se 30 succèdent alternativement le long du contour du carénage du moteur 6 une aube de redressement de flux 8 puis une aube de redressement de flux 9, de sorte que deux aubes de redressement de flux attenantes présentent des flèches inversées. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 4 représentant 35 les efforts (10, 11, 12, 13, 14) appliqués sur la nacelle 1 particulièrement durant une phase de décollage (« lift off » selon la terminologie anglo-saxonne) d'un aéronef, cette disposition des différentes aubes de redressement de flux (8, 9) présente l'avantage de ne faire fonctionner ces aubes de redressement de flux (8, 9) qu'en traction / compression, les moments de flexion transmis par ces aubes de redressement de flux (8, 9) au carénage du moteur 6 disparaissant grâce à ce type de dispositif, ce qui minimise voire annule l'ovalisation locale du carénage du moteur 6 au niveau des points d'attache de ces aubes de redressement de flux (8, 9) due à ces moments de flexion. Avantageusement, les aubes de redressement de flux (8, 9) peuvent être montées avec du jeu ou de manière souple sur le carter de 10 soufflante 5 et le carénage du moteur 6 pour ne travailler qu'en traction ou en compression limitée de façon à prévenir tout risque de flambage. Avantageusement, l'accroissement de la distance selon l'axe X entre les extrémités des aubes de redressement de flux (8, 9) liées au carter de soufflante 5 d'une part et des extrémités des aubes de redressement de flux (8, 15 9) liées au carénage du moteur 6 d'autre part permet d'utiliser les aubes de redressement de flux (8, 9) pour fixer des volumes plus importants de carénage de moteur et de carter de soufflante. Avantageusement, la flèche de chaque aube de redressement de flux (8, 9) peut être inversée au niveau de chacune des extrémités de chaque 20 aube de redressement de flux (8, 9), ce qui implique que les aubes peuvent être courbées, au moins au niveau de leur carénage aérodynamique.. Le premier mode de réalisation permet d'améliorer notablement la qualité du redressement de flux entrant dans la nacelle 1 (Fig. 1). 25 En référence aux figures 2 et 5, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le second mode de réalisation de la présente invention. Comme cela est particulièrement visible sur la figure 2, les aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y, et les aubes de redressement de flux 8 présentent un angle de flèche opposé à celui 30 des aubes de redressement de flux 9 comme dans le mode de réalisation précédent. Dans ce second mode de réalisation, les aubes de redressement de flux (8, 9) sont disposées de telle manière que chaque extrémité d'une aube de redressement de flux 8 rejoint sensiblement une extrémité d'une autre aube 35 de redressement 8. De la même façon, chaque extrémité d'une aube de redressement de flux 9 rejoint sensiblement une extrémité d'une autre aube de redressement 9. Etant donné que les différentes aubes de redressement de flux (8, 9) se croisent dans une vue selon l'axe Y, la structure de redressement de flux prend la forme de deux étoiles, les branches de la première étoile croisant les branches de la seconde étoile.The nacelle 1 comprises an external structure 2 comprising an air intake lip 3 and a downstream cover 4 which can house a thrust reverser. The reference (X, Y, Z) is defined as a direct trihedron whose X axis follows the same direction as the axis A of the nacelle 1 and is oriented in the direction of the flow of air in the nacelle 1, and the Z axis represents a vertical axis pointing upwards. With reference to FIGS. 2, 3 and 4, the nacelle 1 according to the first embodiment of the present invention is described. The nacelle 1 comprises a fan casing 5, a fairing of the motor 6, a blower 7, and a flow rectification structure comprising flow straightening vanes (8, 9). The flow straightening vane 8 has a deflection angle α of a value opposite to that orientated by the flow straightening vane 9, the angles α1 and α2 being measured from the transverse planes Tr and 72. nacelle 1 each flow straightening vanes included in the flow straightening structure extends in an axial plane, that is to say in a plane comprising the axis Ade nacelle 1 and therefore the axis X of reference (X, Y, Z). Thus, and as illustrated in FIG. 2, the flow straightening vanes (8, 9) intersect in a view along the Y axis. The flow straightening vanes (8, 9) are each attached to the shroud of the motor 6 at one of their ends and the fan casing 5 at the other of their ends. Each of the flow straightening vanes (8, 9) is arranged radially around the fairing of the motor 6. As is particularly visible in FIG. 3, the nacelle comprises a plurality of flow straightening vanes (8, 9). arranged radially around the fairing of the motor 6 in such a way that a flow straightening vane 8 and then a flow straightening vane 9 are successively alternated along the contour of the fairing of the motor 6, so that two flow straightening vanes adjacent ones have inverted arrows. As can be seen particularly in FIG. 4, representing the forces (10, 11, 12, 13, 14) applied to the platform 1, particularly during a lift-off phase ("lift off" in the English terminology). this arrangement of the different flow straightening vanes (8, 9) has the advantage of only operating these flow straightening vanes (8, 9) in traction / compression, the bending moments transmitted by these vanes rectifying the flow (8, 9) to the fairing of the engine 6 disappearing thanks to this type of device, which minimizes or even cancels the local ovalization of the fairing of the engine 6 at the attachment points of these flow straightening vanes (8, 9) due to these bending moments. Advantageously, the flow straightening vanes (8, 9) can be mounted loosely or loosely on the fan casing 5 and the shroud of the motor 6 to work only in tension or in limited compression so as to prevent any risk of buckling. Advantageously, the increase in the distance along the X axis between the ends of the flow straightening vanes (8, 9) connected to the fan casing 5 on the one hand and the ends of the flow straightening vanes (8, 15). 9) related to the fairing of the engine 6 on the other hand allows to use the flow straightening vanes (8, 9) to fix larger volumes of engine shroud and fan case. Advantageously, the deflection of each flow straightening blade (8, 9) can be reversed at each end of each flow straightening blade (8, 9), which implies that the blades can be bent at less at the level of their aerodynamic fairing .. The first embodiment significantly improves the quality of the recovery of flow entering the nacelle 1 (Figure 1). Referring to Figures 2 and 5, the nacelle 1 (Fig. 1) according to the second embodiment of the present invention is described. As is particularly visible in FIG. 2, the flow straightening vanes (8, 9) intersect in a view along the Y axis, and the flow straightening vanes 8 have an arrow angle opposite that of the flow straightening vanes 9 as in the previous embodiment. In this second embodiment, the flux rectifying vanes (8, 9) are arranged in such a way that each end of a flow rectification vane 8 substantially reaches one end of another rectifying blade. in the same way, each end of a flow straightening vane 9 substantially reaches one end of another straightening vane 9. Since the different straightening vanes (8, 9) intersect in a view according to FIG. Y axis, the flow rectification structure takes the form of two stars, the branches of the first star crossing the branches of the second star.

Ce croisementpeut se faire d'une façon consistant à placer les sommets de chaque branche d'une étoile entre et derrière les sommets de chaque branche de l'autre étoile, comme cela est particulièrement visible sur la figure 5. Toutefois la structure de redressement de flux, tout en gardant sa 10 forme générale de « double étoile », peut présenter un croisement des aubes de redressement de flux (8, 9) différent du moment que les sommets d'une structure en étoile passe derrière les sommets de l'autre structure en étoile. Ce deuxième mode de réalisation permet d'obtenir une reprise intégrale du couple moteur sans flexion des aubes et sans bras structural 15 additionnel comme cela se fait classiquement ; de plus ce mode de réalisation permet d'obtenir un gain acoustique puisqu'aucun sillage de soufflante ne s'aligne avec les aubes de redressement de flux (8, 9). Avantageusement, les aubes au voisinage de la bifurcation 12H (douze heures) 15 et de la bifurcation 6H (six heures) 16 sont sensiblement 20 parallèles avec les bifurcations 15 et 16 ce qui permet encore un gain aérodynamique supplémentaire. En référence aux figures 6 et 7, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le troisième mode de réalisation de la présente invention. 25 Dans ce mode de réalisation, seules les aubes de redressement de flux 8 sont présentes, elles présentent un angle de flèche alpositif par rapport à un plan transversal Tride la nacelle 1 (Fig. 1). Les aubes de redressement de flux 8 sont disposées successivement le long du pourtour du carénage du moteur 6 de manière non 30 radiale et de telle façon qu'une aube de redressement de flux 8 forme un angle 132avec une tangente au carénage du moteur 6, située au point de contact entre l'aube de redressement de flux 8 et le carénage du moteur 6 et dans un plan transversal à la nacelle 1, différent de l'angle (131 et [33) formé par les aubes de redressement de flux 8 qui lui sont attenantes avec leur tangente respective. 35 Plus précisément, dans ce mode de réalisation, les aubes de redressement de flux 8 sont disposées de manière à ce que deux aubes de redressement de flux 8 soient situées directement de part et d'autre de chaque bifurcation (15, 16) et pratiquement parallèles à ces bifurcations (15, 16), on appellera ces aubes les aubes de redressement de flux (81, 82, 83, 84) ; ainsi, les autres aubes de redressement de flux 8 sont régulièrementréparties sur le contour du carénage du moteur 6 entre les aubes de redressement de flux 81 et 83 et les aubes de redressement de flux 82 et 84sensiblement parallèles aux structures de support (15, 16), et donc sans être positionnées sur les zones où se trouvent les structures de support (15, 16). Les aubes de redressement de flux 8 sont aussi régulièrement réparties le long du contour interne du carter de soufflante 5. De cette manière, les aubes de redressement de flux 8 ne sont pas placées radialement par rapport au carénage du moteur 6 et au carter de soufflante 5 comme cela est particulièrement visible sur la figure 7 à l'exception notable des aubes de redressement de flux 85 et 86 visibles sur la figure 7 qui se trouvent sensiblement dans le plan formé par les axes X et Y.This crossing can be done in a way consisting of placing the vertices of each branch of a star between and behind the vertices of each branch of the other star, as is particularly visible in Figure 5. However the straightening structure of While maintaining its general "double star" shape, it may present a crossing of the flux rectification vanes (8, 9) different from the moment when the vertices of a star structure pass behind the vertices of the other star structure. This second embodiment makes it possible to obtain an integral recovery of the engine torque without bending the blades and without an additional structural arm as is conventionally done; moreover, this embodiment makes it possible to obtain an acoustic gain since no fan wake aligns with the flow straightening vanes (8, 9). Advantageously, the vanes in the vicinity of 12H (twelve hours) and 6H (six hours) bifurcation 16 are substantially parallel with bifurcations 15 and 16, which allows further aerodynamic gain. Referring to Figures 6 and 7, the nacelle 1 (Figure 1) according to the third embodiment of the present invention is described. In this embodiment, only the flow straightening vanes 8 are present, they have an angle of deflection relative to a transverse plane Tride nacelle 1 (Figure 1). The flow straightening vanes 8 are arranged successively along the periphery of the fairing of the motor 6 in a non-radial manner and in such a way that a flow straightening vane 8 forms an angle 132 with a tangent to the fairing of the motor 6, located at the point of contact between the flow straightening vane 8 and the fairing of the engine 6 and in a plane transverse to the nacelle 1, different from the angle (131 and 33) formed by the flow straightening vanes 8 which are attached to it with their respective tangent. More specifically, in this embodiment, the flux rectification vanes 8 are arranged so that two flux rectification vanes 8 are located directly on either side of each bifurcation (15, 16) and substantially parallel to these bifurcations (15, 16), these vanes will be referred to as flux rectification vanes (81, 82, 83, 84); thus, the other flow straightening vanes 8 are regularly distributed over the contour of the fairing of the motor 6 between the flow straightening vanes 81 and 83 and the straightening vanes 82 and 84 substantially parallel to the support structures (15, 16). , and therefore without being positioned on the areas where the support structures (15, 16) are. The flow straightening vanes 8 are also evenly distributed along the internal contour of the fan casing 5. In this way, the flow straightening vanes 8 are not placed radially with respect to the fairing of the motor 6 and to the fan casing 5 as is particularly visible in FIG. 7, with the notable exception of the flow rectification vanes 85 and 86 visible in FIG. 7 which are substantially in the plane formed by the X and Y axes.

Ce mode de réalisation permet d'améliorer l'acoustique en évitant le phénomène de croisement de sillage du flux d'air entrant dans la nacelle 1 (Fig. 1) issu des aubes de soufflante en plus d'assurer une meilleure reprise des efforts contraignant la structure externe 2 à tourner autour du carénage du moteur 5 (couple du carter de soufflante 5 mieux pris en compte). Pour consolider l'effet acoustique on peut avantageusement éviter de mettre une aube à 3H et 9H mais légèrement décalée pour éviter d'avoir des aubes horizontales à 3H/9H qui s'aligneraient avec les aubes de soufflante ce qui ne serait pas favorable en terme de croisement de sillage pour l'acoustique.This embodiment makes it possible to improve the acoustics by avoiding the wake crossing phenomenon of the air flow entering the nacelle 1 (FIG 1) resulting from the fan blades in addition to ensuring a better recovery of the forces that constrain the external structure 2 to rotate around the fairing of the engine 5 (torque of the fan case 5 better taken into account). To consolidate the acoustic effect can advantageously avoid setting a blade at 3H and 9H but slightly shifted to avoid having horizontal blades at 3H / 9H which would align with the fan blades which would not be favorable in term wake crossover for acoustics.

En référence à la figure 8, on décrit la nacelle 1 (Fig. 1) selon le quatrième mode de réalisation de la présente invention. Ce mode de réalisation est le résultat de la combinaison du premier mode de réalisation et du troisième mode de réalisation de la présente invention décrits précédemment.Referring to Figure 8, the nacelle 1 (Figure 1) according to the fourth embodiment of the present invention is described. This embodiment is the result of the combination of the first embodiment and the third embodiment of the present invention described above.

En effet, les aubes de redressement de flux sont disposées de la même manière autour du carénage du moteur 6 et du carter de soufflante 5 que dans le troisième mode de réalisation (Fig. 7) selon une vue selon l'axe X, mais sont disposées de la même manière que dans le premier mode de réalisation (Fig. 2) dans des plans axiaux. Dans ce quatrième mode de réalisation sont donc présentes les aubes de redressement de flux à flèches inversées (8, 9).Indeed, the flow straightening vanes are arranged in the same manner around the fairing of the motor 6 and the fan casing 5 as in the third embodiment (FIG 7) in a view along the X axis, but are arranged in the same manner as in the first embodiment (Fig. 2) in axial planes. In this fourth embodiment are therefore present the reversed wave flow recovery vanes (8, 9).

Un tel mode de réalisation combinant les premier et troisième modes de réalisation permet d'obtenir les mêmes effets avantageux que ceux obtenus grâce au troisième mode de réalisation, et les mêmes effets avantageux que ceux obtenus grâce au premier mode de réalisation de la présente invention, c'est-à-dire que l'on obtient une combinaison des effets avantageux des premier et troisième modes de réalisation de la présente invention. En référence à la figure 9, on décrit le limiteur de compression 17 10 selon un mode de réalisation de présente invention, ce limiteur de compression est utilisable dans chacun des modes de réalisation de la nacelle 1 (Fig. 1) décrits précédemment. Le limiteur de compression 17 comprend notamment un ressort de compression 18, un corps fixe 19 par rapport à la nacelle 1 (Fig. 1) et un 15 coulisseau 20 coulissant à travers le corps fixe 19. Le limiteur de compression 17 comprend également des flasques d'attache 21 sur le carter de soufflante 5 et / ou sur le carénage du moteur 6. Le coulisseau 20 est lié à une extrémité d'une aube de redressement. Chaque aube comprend une ferrure 22 comportant deux 20 branches entre lesquelles une extrémité de liaison 23 du coulisseau 20 peut se glisser. Les ferrures et l'extrémité de liaison 23 du coulisseau 20 comprennent des orifices réalisés de manière à ce que qu'une fois l'extrémité de liaison 23 glissée entre les ferrures, les orifices sont en regard et l'on peut y insérer un moyen de liaison 24 traversant tous les orifices. Le coulisseau 20 comprend 25 également une butée 25 afin de limiter la course du coulisseau 20 à l'intérieur du corps fixe 19. Le ressort de compression 18 est enfilé sur le coulisseau 20 de manière à ce que le ressort de compression 18 amortisse les mouvements de l'aube de redressement de flux à laquelle il est rattaché. Ainsi, les contraintes 30 appliquées sur l'aube de redressement de flux sont amorties et les risques de flambage de l'aube de redressement de flux sont considérablement diminués. Les flasques d'attache 21 comprennent deux plaques (26, 27) chacune étant fixée à la fois sur le corps fixe 19 et sur le carter de soufflante 5 et / ou le carénage du moteur 6 de manière à immobiliser le corps fixe par 35 rapport au carter de soufflante 5 et / ou au carénage du moteur 6.Such an embodiment combining the first and third embodiments makes it possible to obtain the same advantageous effects as those obtained thanks to the third embodiment, and the same advantageous effects as those obtained thanks to the first embodiment of the present invention, that is, a combination of the advantageous effects of the first and third embodiments of the present invention is achieved. With reference to FIG. 9, the compression limiter 17 according to an embodiment of the present invention is described, this compression limiter can be used in each of the embodiments of the nacelle 1 (FIG. The compression limiter 17 comprises in particular a compression spring 18, a fixed body 19 with respect to the nacelle 1 (FIG 1) and a slide 20 sliding through the fixed body 19. The compression limiter 17 also comprises flanges 21 on the fan casing 5 and / or on the fairing of the engine 6. The slider 20 is connected to one end of a straightening blade. Each blade comprises a fitting 22 having two branches between which a connecting end 23 of the slider 20 can slide. The fittings and the connecting end 23 of the slider 20 comprise orifices formed so that once the connecting end 23 is slid between the fittings, the orifices are facing each other and a means can be inserted therein. connecting 24 passing through all the orifices. The slider 20 also includes a stop 25 to limit the stroke of the slider 20 within the fixed body 19. The compression spring 18 is threaded onto the slider 20 so that the compression spring 18 dampens the movements the dawn of flux recovery to which it is attached. Thus, the stresses applied on the flux recovery vane are damped and the buckling risks of the flow straightening dawn are considerably reduced. The fastening flanges 21 comprise two plates (26, 27) each being fixed on both the fixed body 19 and on the fan casing 5 and / or the fairing of the motor 6 so as to immobilize the fixed body relative to at the blower housing 5 and / or at the engine fairing 6.

Préférentiellement, le limiteur de compression 17 sera installé sur l'extrémité des aubes de redressement de flux (8, 9) en contact avec le carter de soufflante 5 et sur chacune des aubes de redressement de la structure de redressement de flux de la nacelle 1 ( Fig. 1).Preferably, the compression limiter 17 will be installed on the end of the flow straightening vanes (8, 9) in contact with the fan casing 5 and on each of the straightening vanes of the flow straightening structure of the nacelle 1 (Fig. 1)

Lors du montage du limiteur de compression 17, la force sur l'extrémité de l'aube de redressement sur laquelle est fixée le limiteur de compression 17 est avantageusement nulle au repos. Le limiteur de compression 17 peut également comprendre un amortisseur entre le coulisseau 20 et le corps fixe 19 (par exemple un amortisseur solide par frottement entre le coulisseau 20 et le corps fixe 19 ou tout autre système d'amortissement solide ou fluide connu de l'homme de l'art). Ce système peut servir de dissipateur d'énergie lors d'une perte d'aube de façon à minimiser l'impact de cet événement sur les structures environnantes.When mounting the compression limiter 17, the force on the end of the straightening blade on which is fixed the compression limiter 17 is advantageously zero at rest. The compression limiter 17 may also comprise a damper between the slider 20 and the fixed body 19 (for example a solid damper by friction between the slider 20 and the fixed body 19 or any other solid or fluid damping system known from the skilled in the art). This system can serve as an energy sink during a dawn loss so as to minimize the impact of this event on the surrounding structures.

Il va de soi que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus à titre d'exemple, mais qu'elle comprend tous les équivalents techniques et toutes les variantes des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons possibles.It goes without saying that the invention is not limited to the embodiments described above by way of example, but that it includes all technical equivalents and all variants of the means described and their possible combinations.

Claims

REVENDICATIONS1. Aircraft nacelle (1) comprising an external structure (2) comprising an upstream air inlet part (3), an intermediate part whose internal housing wall (5) for the engine fan, a downstream part ( 4), an internal structure comprising a fairing (6) of an engine, a fan and a flow rectification structure comprising flow straightening vanes (8, 9) inclined relative to the fairing (6) of the engine characterized by the flow straightening vanes (8, 9) are arranged in such a way that two successive vanes (8, 9) are positioned differently with respect to the fan casing (5) and the engine fairing. (6).

2. Platform (1) according to claim 1 characterized in that a righting blade (8,9) has an arrow angle (ai, a2) of opposite sign to those blades (8,9) which are adjacent thereto relative to a transverse plane (71, 72) to the nacelle (1). 15

3. Nacelle (1) according to claim 1 or 2 characterized in that a righting blade (8,9) has an angle of deflection (ai, a2) opposite to those blades (8,9) which are adjacent thereto relative to a transverse plane (71, 72) to the nacelle (1).

4. Nacelle (1) according to any one of the preceding claims characterized in that a straightening blade (8,9) substantially joins at each of its ends, an end of a straightening blade (8,9 ) having substantially the same angle of deflection (ai, a2) as it has with respect to a transverse plane (71, 72) to the nacelle (1).

5. Nacelle (1) according to claim 4 characterized in that two adjoining straightening vanes (8,9) have substantially the same angle of deflection (ai, a2) with respect to a transverse plane (71, 72) to the nacelle (1).

6. Platform (1) according to any one of claims 1 to 3 characterized in that a straightening blade (8) forms an angle ([32] with a tangent to the fairing of the engine (6), located at the contact between the righting blade (8) and the fairing of the motor (6) and in a plane transverse to the platform (1), different from the angle (pi, p3) formed by the blades (8) which are adjacent with their respective tangent.

7. Nacelle (1) according to any one of the preceding claims characterized in that the straightening structure has a plane of symmetry comprising the axis of the nacelle (1).

8. Nacelle (1) according to any one of the preceding claims characterized in that it comprises a compression limiter (17) on at least one end of each straightening blade (8,9) so as to limit the forces in compression on the straightening vanes (8,9).

9. Nacelle (1) according to claim 8 characterized in that the compression limiter (17) comprises a damper movement (18) between the fixed body (19) and the slider (20).

10. Platform (1) according to claim 8 or 9 characterized in that 10 the compression limiter (17) comprises a fixed body (19) relative to the nacelle (1) and a slide (20) sliding through the body fixed (19).