BRPI0713993A2 - nacela para turboÉlice, sistema de propulsço e aeronave - Google Patents

Abstract

NACELA PARA TURBOÉLICE, SISTEMA DE PROPULSçO E AERONAVE. A presente invenção diz respeito, por uma lado, a uma nacela (1), para um fluxo duplo do turboreator (2) incluindo uma seção de entrada de ar frontal (5), uma seção mediana (6) destinadas a rodear um ventilador (3) do turboreator e uma seção traseira (7), tal seção traseira tendo uma estrutura interna (7b), destinada a servir como um invólucro para uma parte trasiera do turboreator, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna possui meios de junção adequados para permitir que a nacela se fixe a um pilão (12) destinado a ser conectado a uma estrutura fixa (13) de um avião em pelo menos uma parte da estrutura interna e, por outro lado, a montagem de uma propulsor e de um avião equipado com tal nacela.

Description

NACELA PARA TURBOÉLICE, SISTEMA DE PROPULSÃO E AERONAVE

A presente invenção relaciona-se a uma nacela para uma turboélice.

Um avião é propelido por diversos turbojatos cada um abrigado em uma nacela também acomodando um conjunto de dispositivos de atuação associados ligados a sua operação, tal como um dispositivo do reversor de impulso, e executando várias funções quando o turbojato está em operação ou parado.

Uma nacela tem geralmente uma estrutura tubular compreendendo uma entrada de ar a montante do turbojato, uma seção mediana projetada para cercar um ventilador do turbojato, uma seção a jusante acomodando os meios de reversão de impulso e projetada para cercar a câmara de combustão do turbojato por um bico de exaustão cuja saida está situada a jusante do turbojato.

As nacelas modernas são projetadas para acomodar uma turboélice capaz da geração, por meio de lâminas de ar do ventilador em rotação, um fluxo de ar quente (igualmente chamado de fluxo principal) que se origina da câmara de combustão do turbojato, e um fluxo de ar frio (o fluxo de desvio) que viaja na parte externa do turbojato através de um corredor anular, igualmente chamado de corrente, formado entre uma carenagem do turbojato (ou uma estrutura interna da estrutura a jusante da nacela e cercando o turbojato) e uma parede interna da nacela. Os dois fluxos de ar são exauridos do turbojato através da parte traseira da nacela.

Cada sistema de propulsão dos aviões é então formado por uma nacela e um turbojato, e suspendido em uma estrutura fixa do avião, por exemplo, abaixo de uma asa ou na fuselagem, por meio de um pilão anexo ao turbojato em suas partes dianteiras e traseiras por elementos de suspensão.

Em tal configuração, é o turbojato que suporta a nacela.

Tal arquitetura sustenta muitas forças externas combinadas durante a missão do avião. Entre outras coisas estas são forças resultantes da gravidade, forças aerodinâmicas externas e internas, rajadas de vento e efeitos térmicos.

Estes esforços aplicados ao sistema de propulsão são transmitidos ao turbojato e causam deformações dos invólucros que impactam diretamente o desempenho dos vários estágios do turbojato. Mais particularmente, no caso de um sistema de propulsão chamado um sistema de propulsão cintura de vespa, o que significa dizer ter uma parte a jusante longa que é relativamente fina em relação às estruturas de entrada de ar e intermediárias, estes esforços resultam em uma deformação particularmente prejudicial chamada deformação em forma de "banana", a parte a jusante curva-se consideravelmente.

Tal forma de "banana" é refletida por uma deformação da estrutura externa da nacela formada pelos vários invólucros sucessivos enquanto o eixo de movimentação, as lâminas do ventilador e as lâminas internas do turbojato permanecerem retilineas. 0 resultado disto é que as cabeças das lâminas do eixo se movem mais perto da periferia interna dos invólucros. 0 desempenho geral do turbojato é, desse modo, reduzido em relação a uma configuração na qual os invólucros sustentam pequenas ou nenhuma deformações, porque é então necessário levar em consideração esta deformação no projeto da nacela de modo a sempre arranjar uma folga suficiente entre as cabeças das lâminas e a periferia dos invólucros. Isto resulta em uma parte do ar fornecido que não é comprimido pelas lâminas porque escapa através desta folga considerável.

O objeto da presente invenção é aliviar as desvantagens acima mencionadas, e para esta razão consiste em uma nacela para uma turboélice compreendendo uma seção dianteira de entrada de ar, uma seção mediana projetada para cercar um ventilador do turbojato e uma seção traseira, a seção traseira referida que tem uma estrutura interna projetada para servir como um invólucro para uma parte traseira do turbojato, onde a estrutura interna tem meios de acoplamento apropriados para permitir um acessório da nacela a um pilão projetado para ser conectado a uma estrutura fixa de um avião em pelo menos uma parte da estrutura interna. Conseqüentemente, permitindo que o pilão seja unido diretamente a uma estrutura da nacela em vez de uni-la diretamente ao turbojato, é a nacela que suporta o turbojato. Desse modo, o turbojato não tem que sustentar e transmitir as deformações da nacela e vice versa. Como explicado acima, é então possível aperfeiçoar a folga que existe entre as pás do ventilador e as lâminas dentro do turbojato e seus respectivos invólucros a fim de melhorar o desempenho do sistema de propulsão.

Preferivelmente, a estrutura interna é ajustada com os meios para a conexão rígida ao turbojato, por exemplo, por aparafusamento.

Vantajosamente, a estrutura interna é conectada à seção mediana por meio de um invólucro que cerca o ventilador.

Preferivelmente, a estrutura interna é conectada à seção mediana da parte a jusante do invólucro cercando o ventilador em pelo menos uma parte de sua periferia por meio de uma fenda do último.

Outra vez preferivelmente, a estrutura interna à seção mediana da parte a jusante do invólucro sobre toda sua periferia. Evidentemente, este acessório pode ser feito somente em uma parte da periferia da fenda.

Vantajosamente, a periferia da fenda do invólucro tem um perfil interno em forma de V.

Outra vez vantajosamente, a estrutura interna é ajustada com meios para centrar novamente o turbojato.

Preferivelmente, a estrutura interna é projetada de modo que o pilão pode se estender sobre o comprimento inteiro da estrutura interna.

Vantajosamente, o pilão é incorporado na estrutura interna.

Preferivelmente, a estrutura interna compreende pelo menos uma parede externa formando uma superfície aerodinâmica montada em uma estrutura. Vantajosamente, a parede externa é feita parcialmente ou totalmente em pelo menos um painel acústico. Desse modo, a parede externa não preenche nenhum buraco estrutural, esta função sendo executada pela armação, e esta pode conseqüentemente ser iluminada ao máximo sem ser necessário fornecer zonas estruturais de alta densidade nesta parede. No caso de um painel acústico, é conseqüentemente possível dedicar a superfície inteira do painel acústico à função acústica sem ser necessário fornecer zonas estruturais que impedem qualquer função acústica.

De acordo com uma primeira modalidade variante, a armação somente cerca parcialmente o turbojato, preferivelmente até pelo menos 180°.

De acordo com uma segunda modalidade variante, a armação cerca totalmente o turbojato.

Vantajosamente, a armação da estrutura interna é feita dos de estruturas radiais. Outra vez vantajosamente, as estruturas radiais são feitas de hastes de ligação de absorção de impulso.

Preferivelmente, pelo menos uma parte das estruturas radiais é feita de uma única peça.

Em uma maneira alternativa ou complementar, pelo menos uma parte das estruturas radiais é feita de diversos elementos ligados, por exemplo, por aparafusamento.

Vantajosamente, a armação da estrutura interna é feita das estruturas radiais distribuídas sobre o comprimento da estrutura interna.

Preferivelmente, a armação compreende pelo menos uma estrutura radial dianteira e uma estrutura radial traseira conectadas por uma estrutura intermediária formando uma rede.

Vantajosamente, a estrutura intermediária é feita sob a forma de um caixão.

Vantajosamente, a estrutura intermediária é feita das barras de ligação que conectam pelo menos duas estruturas radiais juntas.

Outra vez vantajosamente, pelo menos uma parte das barras de ligação é incorporada em pelo menos pelo uma estrutura radial.

Preferivelmente, as barras de ligação são ocas. Vantajosamente, as barras de ligação são colocadas relativas uma a outra para formar triângulos, triângulos preferivelmente isósceles.

Em ainda uma maneira mais vantajosa, a armação compreende pelo menos um reforço longitudinal de cada lado de um eixo longitudinal da estrutura interna.

Preferivelmente, a estrutura interna compreende pelo menos uma haste de ligação para absorção do impulso anexado, de um lado, a pelo menos um ponto de uma parte a montante da estrutura interna, por exemplo, em um plano mediano horizontal, e, de outro lado, em pelo menos um ponto de uma parte a jusante da estrutura interna nas proximidades do pilão ou incorporada opcionalmente à última.

A presença de tais hastes de ligação de absorção de impulso montadas obliquamente facilita a transmissão de forças longitudinais ao pilão.

Vantajosamente, a haste de ligação para absorção do impulso é orientada substancialmente no alinhamento estrutural do pilão.

Outra vez vantajosamente, a haste da ligação para absorção do impulso tem uma forquilha anexa à estrutura interna em pelo menos dois pontos da parte a montante da estrutura, de cada lado do plano mediano horizontal, a forquilha da haste de ligação tendo um ponto de junção situado, por exemplo, em uma estrutura radial da armação.

Preferivelmente, pelo menos uma parte dos elementos da armação, a saber, em particular as estruturas radiais, as hastes de ligação de absorção de força, estrutura intermediária e reforços longitudinais, são ajustados com uma proteção contra o calor.

De acordo com uma primeira modalidade variante, a armação é feita em uma peça.

De acordo com uma segunda modalidade variante, a armação é feita em duas partes metades projetadas para serem montadas substancialmente verticalmente.

A presente invenção também se relaciona a um avião, caracterizado pelo fato de compreender pelo menos um sistema de propulsão compreendendo uma nacela de acordo com a invenção.

A execução da invenção será compreendida melhor com a ajuda da descrição detalhada que é explicada abaixo com referência aos desenhos adicionados nos quais:

Figura 1 é uma representação esquemática em perspectiva de uma nacela de acordo com a invenção unida a um pilão por meio de uma estrutura interna que cerca o turbojato.

Figura 2 é uma vista na seção longitudinal da nacela de figura 1.

Figura 3 é uma vista esquemática parcial que mostra o arranjo da estrutura interna relativo a um invólucro do ventilador.

Figura 4 é uma representação esquemática da estrutura da figura 3 com uma estrutura interna completa anexada ao pilão.

Figura 5 é uma representação em linhas continuas da figura 4 com a estrutura interna que acomoda o turbojato.

Figura 6 é uma vista na seção transversal da nacela da figura 1.

Figura 7 é uma representação esquemática de uma primeira modalidade variante da estrutura interna.

Figura 8 é uma representação esquemática de uma segunda modalidade variante da estrutura interna.

Figura 9 é uma ilustração simplificada de um meio de recentralização ajustados na estrutura interna.

Figura 10 é uma vista em seção transversal de uma nacela de acordo com a invenção com uma estrutura interna ajustada com meios para centrar novamente o turbojato.

Figuras 11 e 12 são representações respectivamente em perspectiva e lateral de uma terceira modalidade que compreende uma estrutura interna curta.

Figuras 13 e 14 são representações da estrutura representada nas figuras 11 e 12 em uma situação de apoio ao turbojato.

Figura 1 e 2 representa uma nacela 1 para uma turboélice 2.

A nacela 1 forma uma carcaça tubular para uma turboélice 2 e é usada para canalizar os fluxos de ar que esta gera por meio de lâminas de ar de um ventilador 3, a saber, um fluxo de ar quente passando através de uma câmara de combustão 4 do turbojato 2 e um fluxo de ar frio que sai do turbojato 2

A nacela 1 tem uma estrutura compreendendo uma seção dianteira formando uma entrada de ar 5, uma seção mediana 6 cercando o ventilador 3 do turbojato 2, e uma seção traseira 7 que cercando o turbojato 2 e compreendendo um sistema de reversor de impulso.

A entrada de ar 5 tem uma superfície interna 5a projetada para canalizar o ar de entrada e uma superfície externa 5b da carenagem.

A entrada de ar 5 tem uma superfície interna 5a projetada canalizar o ar de entrada e uma superfície externa 5b da carenagem.

A seção mediana 6 compreende, de um lado, um invólucro interno 6a que cerca o ventilador 3 do turbojato 2, e, de outro lado, uma estrutura externa 6b da carenagem do invólucro que se estende na superfície externa 5b da seção de entrada de ar 5. 0 invólucro 6a é unido à seção de entrada de ar 5 que suporta e estende sua superfície interna 5a. Além disso, o invólucro 6a é conectado a um invólucro a montante 6c do turbojato 2 por meio de suportes radiais 8 colocados transversalmente. Completamente evidente poderia haver mais de quatro suportes radiais, particular em um turbojato do tipo CFM.

A seção traseira 7 compreende uma estrutura externa 7a que compreende um sistema de reversor de impulso formando um bico de exaustão e uma estrutura interna 7b da carenagem do turbojato 2 definindo com a estrutura externa 7a uma corrente 9 projetada para a circulação do fluxo frio.

A estrutura interna 7b é feita de uma armação estrutural 10 coberta com painéis acústicos 11 produzindo uma superfície aerodinâmica interna da corrente 9. Dessa forma, os painéis acústicos 11 não são estruturais e podem ser iluminados ao máximo, toda a superfície dos painéis acústicos 11 sendo capazes de serem dedicados à função acústica sem precisar fornecer zonas estruturais impedindo qualquer elemento acústico.

A armação estrutural 10 é projetada para ser unida diretamente a um mastro 12 próprio projetado para ser unido a uma parte fixa de um avião tal como uma asa 13.

A armação estrutural 10 é feita de duas partes metade 14, uma das quais é representada na figura 3 em perspectiva com o invólucro 6a do ventilador 3, projetado para ser unido.

Cada parte metade 14 tem uma série de estruturas radiais 15 que são distribuídas por todo o comprimento da parte metade 14 e cujos números e seção são definidos de acordo com as forças a ser feitas para passar completamente.

Mais precisamente, cada parte metade tem uma estrutura radial a montante 15a associada com um suporte superior 16a e um suporte inferior 16b que, junto com a estrutura radial a montante 15a, são projetados para servir como uma interface de conexão entre a armação estrutural 10 e a seção mediana 6 por meio do invólucro a montante 6c e dos suportes verticais 8.

As estruturas radiais 15 são conectadas por pelo menos um reforço longitudinal 17 e por um reforço longitudinal superior 18 e por um reforço longitudinal inferior de junta 19. Além disso, a parte metade 14 tem um suporte superior a jusante 20a e um suporte inferior a jusante 20b que suplementam a parte metade 14 a fim de permitir uma conexão estrutural por um reforço superior 21a e um reforço inferior 21b respectivamente conectando os suportes 16a e 20a e 16b e 20b. Outros suportes superiores e inferiores podem ser adicionados, por exemplo, em continuidade com as estruturas radiais 15.

A transmissão das forças é melhorada adicionando a cada parte metade 14 uma haste de ligação de absorção de força 22, como pode ser visto na figura 4, unida, de um lado, a montante da parte metade 14 em um plano mediano da armação estrutural 10, o que significa dizer substancialmente no reforço longitudinal 17 e na estrutura radial a montante 15a, e, de outro lado, a jusante da parte metade 14 em um ponto projetado para vir perto do mastro 12, que significa dizer substancialmente no reforço longitudinal superior 18 e perto de uma estrutura radial a jusante 15b. Vantajosamente, a haste de ligação de absorção de força 22 é orientada conseqüentemente em um sentido que é substancialmente idêntico ao sentido do mastro 12. Alternativamente, o ponto a jusante do acoplamento da haste de ligação de absorção 22 pode ser incorporado no mastro 12.

Cada parte metade 14 é conectada à outra parte metade através de sua parte inferior, por meio de seus suportes a montante 16b da parte inferior e dos suportes a jusante 20b da parte inferior, e por meio dos reforços longitudinais inferiores 19 e dos reforços inferiores 21b.

Na parte superior, cada parte metade 14 é conectada ao mastro 12 por meio de seus suportes a montante 16a da parte superior e dos suportes a jusante 20a da parte superior, e por meio dos reforços longitudinais superiores 18 e dos reforços superiores 21a.

Alternativamente, o mastro pode ser incorporado na armação estrutural 10.

Figura 5 representa o interior da nacela 1, uma vez que a armação estrutural 10 tenha sido coberta pelos painéis acústicos 11.

Figura 6 mostra uma vista dianteira na seção da estrutura interna 7b montada assim.

Figura 7 mostra uma modalidade variante da armação estrutural 10. Uma armação estrutural 110 de acordo com a figura 7 é feita de duas partes metades 114 que diferem somente de uma parte metade 14 pelo fato de que cada parte metade 114 compreende uma haste de ligação de absorção de força 122 que tem uma forquilha a montante. Uma haste de ligação de absorção de força 122 é unida conseqüentemente à parte metade 114 em três pontos, a saber, dois pontos a jusante 114a, 114b situados na estrutura radial a montante 15a de cada lado do plano mediano da armação estrutural 110, o que significa dizer de cada lado do reforço longitudinal 17, e em um ponto 114c situado a jusante na mesma posição que para a haste de ligação de absorção de força 22. Preferivelmente, a forquilha da haste de ligação de absorção de força 122 se junta em um ponto 114d situado substancialmente em uma estrutura radial 15 e é unida a este.

Figura 8 mostra uma armação estrutural 210 feita em uma única peça que é aberta na parte superior somente, a parte que é projetada para ser unida ao mastro 12.

A armação estrutural 10, 110, 210 é suplementada pelos meios para centrar novamente entre o turbojato 2 e a estrutura interna 7b situada a jusante do último. O principio de funcionamento dos meios de recentralização é mostrado na figura 9.

O objeto dos meios de recentralização é fornecer um contato permanente entre o turbojato 2 e a estrutura interna 7b para levar em consideração um movimento diferencial entre estas duas estruturas devido à expansão térmica do turbojato 2 em operação que causa um movimento longitudinal e axial do último.

Para fazer isso, o turbojato tem, a jusante de sua estrutura, extensões radiais 30 distribuídas sobre todo a sua circunferência e cada um terminado por uma rampa 31 em contato deslizante com uma rampa complementar 32 de uma extensão radial interna 33 da armação estrutural 10, 110, 210. As rampas 31, 32 são projetadas de modo que sua orientação corresponda substancialmente ao diferencial estimado do movimento entre as duas estruturas.

O sistema de recentralização pode ser feito de várias maneiras, notavelmente pelo contato elástico, por elementos distintos ou de uma peça só, em somente um setor da periferia do turbojato 2 ou em toda a sua periferia.

Figura 10 mostra uma vista dianteira na seção que mostra uma distribuição dos meios de recentralização.

Também poderá ser notado que a invenção permite uma manutenção mais fácil do turbojato 2, o acesso ao último pode ser feito simplesmente removendo os painéis acústicos 11 sem a necessidade de desmontar a estrutura interna 7b toda.

Também será notado que a estrutura interna 7b pode opcionalmente compreender uma estrutura inferior permitindo o acoplamento de uma estrutura externa traseira 41 na parte inferior. Neste caso, o resultado está a uma distância entre o ponto de anexação da estrutura externa traseira dita 41 e a zona de recentralização circunferencial a jusante do turbojato 2. Esta distância fornece um componente de força que tende a separar a estrutura inferior da estrutura interna 7b pela qual a estrutura externa traseira 41 é unida que já não permite que os meios de recentralização cumpram sua função nesta zona. Dessa forma, será possível assegurar a integridade da manutenção da recentralização por um sistema de travas 40 na junção entre as duas partes metades 14, 114 nas estruturas radiais a jusante 15b.

Figuras 11 a 14 mostram uma modalidade variante particular da invenção que compreende uma estrutura interna curta 310 igualmente mantida em um invólucro do ventilador.

O sistema de suporte sozinho é mostrado nas figuras 11 e 12 .

O último compreende meios de anexação do tipo pilão 12 aos quais a estrutura interna 310 é conectada.

A estrutura interna 310 é mostrada sob a forma de uma armação estrutural periférica feita de uma estrutura radial periférica dianteira 315a e de uma estrutura radial periférica traseira 315b.

A estrutura radial dianteira 315a e a estrutura radial traseira 315b são conectadas por uma estrutura intermediária 316 formando uma rede feita de barras de ligação 316a, 316b que formam juntas triângulos substancialmente isósceles.

O conjunto de suportes é suplementado pelos elementos de suspensão 320 montados na estrutura do tipo pilão 12 e projetados para serem conectados perto de uma extremidade do turbojato 2.

Figuras 13 e 14 mostram o conjunto de suporte descrito previamente em uma situação da sustentação de um turbojato 2, a estrutura 310 sendo conectada ao invólucro 6c por meio de um sistema de aparafusamento através do estrutura radial dianteira 315a instalada em um fenda periférica em forma de V do invólucro 6c.

Evidente, como mencionado acima, a estrutura interna pode, como uma variação, ser feita sob a forma de um ou vários setores que não são inteiramente periféricos.

Embora a invenção tenha sido descrita com modalidades exemplares particulares, é evidente que está não é de nenhuma maneira limitada a isso e que compreende todos os equivalentes técnicos dos meios descritos e suas combinações se as últimas estiverem no contexto da invenção.

Claims (33)

1. Nacela para turboélice, caracterizada pelo fato de compreender uma seção de entrada de ar frontal (5), uma seção mediana (6) projetada para cercar um ventilador (3) do turbojato e uma seção traseira (7), a seção traseira tendo uma estrutura interna (7b) projetada para servir como um invólucro para uma parte traseira do turbojato, onde a estrutura interna tem meios de acoplamento apropriados para permitir um acessório da nacela a um pilão (12) projetado para ser conectado a pelo menos uma estrutura fixa (13) de um avião em pelo menos uma parte de estrutura interna referida.

2. Nacela, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é ajustada com meios para a conexão rigida ao turbojato, por exemplo por aparafusamento .

3. Nacela, de acordo com uma das reivindicações 1 ou -2, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é conectada à seção mediana (6) por meio de um invólucro (6c) que cerca o ventilador (3).

4. Nacela, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é conectada à seção mediana da porção a jusante do invólucro (6c) em torno do ventilador (3) em pelo menos uma porção de sua periferia por meio de uma fenda da última.

5. Nacela, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é ligada à seção mediana da porção a jusante do invólucro (6c) ao longo de toda a sua periferia.

6. Nacela, de acordo com uma das reivindicações 4 ou -5, caracterizada pelo fato de que a fenda periférica do invólucro (6c) tem um perfil interno em forma de V.

7. Nacela, de acordo com qualquer das reivindicações -1 a 6, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é ajustada com os meios (30, 31, 32, 33) para centrar novamente o turbojato.

8. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) é projetada de modo que o pilão (12) possa estender sobre o comprimento inteiro da estrutura interna.

9. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada pelo fato de que o pilão (12) é incorporado à estrutura interna (7b).

10. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) compreende pelo menos uma parede externa (11) formando uma superfície aerodinâmica montada em uma armação (10, 110, 210).

11. Nacela, de acordo com a reivindicação 10, caracterizada pelo fato de que a armação só cerca parcialmente o turbojato, preferivelmente até pelo menos 180°.

12. Nacela, de acordo com a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que a estrutura cerca totalmente o turbojato.

13. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 10 a 12, caracterizada pelo fato de que a parede externa é parcialmente ou totalmente feita de pelo menos um painel acústico (11).

14. Nacela, de acordo com alguma das reivindicações 10 a 13, caracterizada pelo fato de que a armação (10, -110,210) da estrutura interna (7b) é feita de estruturas radiais (15a, 15b, 15).

15. Nacela, de acordo com a reivindicação 14, caracterizada pelo fato de que as estruturas radiais são feitas de hastes de ligação de absorção de força.

16. Nacela, de acordo com uma das reivindicações 14 ou 15, caracterizada pelo fato de que pelo menos uma parte das estruturas radiais é feita de pelo menos em um único pedaço.

17. Nacela, de acordo com qualquer das reivindicações -14 a 16, caracterizada pelo fato de que pelo menos uma parte das estruturas radiais é feita de diversos elementos ligados, por exemplo, por aparafusamento.

18. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 14 a 17, caracterizada pelo fato de que as estruturas radiais são distribuídas sobre o comprimento da estrutura interna.

19. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 14 a 18, caracterizada pelo fato de que a armação compreende pelo menos uma estrutura radial dianteira e uma estrutura radial traseira conectadas por uma estrutura intermediária formando uma malha.

20. Nacela, de acordo com a reivindicação 19, caracterizada pelo fato de que a estrutura intermediária é feita em forma de um caixão.

21. Nacela, de acordo com a reivindicação 19, caracterizada pelo fato de que a estrutura intermediária é feita das barras de ligação que conectam pelo menos duas estruturas radiais.

22. Nacela, de acordo com a reivindicação 21, caracterizada pelo fato de que uma parte das barras de ligação é incorporada a pelo menos uma estrutura radial.

23. Nacela, de acordo com uma das reivindicações 21 ou 22, caracterizada pelo fato de que as barras de ligação são ocas.

24. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 21 a 23, caracterizada pelo fato de que as barras de ligação são colocadas relativas uma a outra para formar triângulos, preferivelmente triângulos isósceles.

25. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 6 a 24, caracterizada pelo fato de que a armação (10, 110, 210) compreende pelo menos um reforço longitudinal (17, 20a, 20b) de cada lado de um eixo longitudinal da estrutura interna.

26. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 25, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) compreende pelo menos uma haste de ligação (22, 122) para absorver o impulso anexado, de um lado, para pelo menos um ponto de uma parte a montante da estrutura interna (114a, 114b), por exemplo, em um plano mediano horizontal, e, de outro lado, pelo menos em um ponto (114c) de uma parte a jusante da estrutura interna nas proximidades do pilão (12) ou incorporada opcionalmente ao último.

27. Nacela, de acordo com a reivindicação 26, caracterizada pelo fato de que a haste de ligação (22, 122) para a absorção do empuxo é orientada substancialmente no alinhamento estrutural do pilão (12).

28. Nacela, de acordo com uma das reivindicações 26 ou 27, caracterizada pelo fato de que a haste de ligação (122) para absorver o empuxo tem uma forquilha unida à estrutura interna (7b) em pelo menos dois pontos (114a, 114b) da parte a montante da estrutura interna, de cada lado do plano mediano horizontal, a forquilha da haste de ligação tendo um ponto de junção (114d) situado, por exemplo, em uma estrutura radial (15) da armação (110).

29. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 10 a 28, caracterizada pelo fato de que pelo menos uma parte dos elementos da armação, a saber, em particular as estruturas radiais, as hastes de ligação absorventes da força, estrutura intermediária e reforços longitudinais, são ajustados com uma proteção contra calor.

30. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 2 9, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) tem uma armação de uma peça só (210) .

31. Nacela, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 30, caracterizada pelo fato de que a estrutura interna (7b) tem uma armação de duas partes (10, 110) projetada para ser montada substancialmente verticalmente.

32. Sistema de propulsão, caracterizado pelo fato de compreender uma nacela de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 31, tal nacela acomodando um turbojato.

33. Aeronave, caracterizada pelo fato de compreender pelo menos um sistema de propulsão de acordo com as a reivindicação 32.