CA2786542A1 - Nacelle pour turboreacteur equipee d'un ensemble de refroidissement pourun composant - Google Patents
Nacelle pour turboreacteur equipee d'un ensemble de refroidissement pourun composant Download PDFInfo
- Publication number
- CA2786542A1 CA2786542A1 CA2786542A CA2786542A CA2786542A1 CA 2786542 A1 CA2786542 A1 CA 2786542A1 CA 2786542 A CA2786542 A CA 2786542A CA 2786542 A CA2786542 A CA 2786542A CA 2786542 A1 CA2786542 A1 CA 2786542A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- interface element
- component
- wall
- nacelle
- platform
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Abandoned
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 34
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 14
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 14
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 10
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 8
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims description 6
- 239000002470 thermal conductor Substances 0.000 claims description 3
- 238000012550 audit Methods 0.000 claims 1
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 7
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- VAOCPAMSLUNLGC-UHFFFAOYSA-N metronidazole Chemical compound CC1=NC=C([N+]([O-])=O)N1CCO VAOCPAMSLUNLGC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/24—Heat or noise insulation
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T137/00—Fluid handling
- Y10T137/6851—With casing, support, protector or static constructional installations
- Y10T137/7036—Jacketed
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
L'invention se rapporte à une nacelle comportant un composant (23) destiné à être refroidi et un ensemble de refroidissement (30) pour ledit composant (23), ledit ensemble (30) comprenant au moins une paroi composite (20) séparant une zone froide (8) et une zone chaude (16) comprenant le dit composant (23), ledit ensemble (30) comportant au moins une ouverture (31) pratiquée dans ladite paroi composite (20) et un élément d'interface (33) conducteur thermique disposé sur la paroi composite (20), afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures (31), ledit élément (33) étant destiné à être associé audit composant (23).
Description
2 PCT/FR2011/050214 Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur La présente invention concerne un ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur, ledit ensemble comprenant au moins une paroi composite séparant une zone froide et une zone chaude comprenant ledit composant.
La présente invention concerne également une nacelle pour turboréacteur comportant un composant destiné à être refroidi et un tel ensemble de refroidissement.
Un aéronef est mû par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, un ensemble intermédiaire destiné à entourer une soufflante du turboréacteur, un ensemble arrière pouvant intégrer des moyens d'inversion de poussée et étant destiné à
entourer la chambre de combustion et tout ou partie des étages de compresseur et de turbine du turboréacteur. La nacelle est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à engendrer, d'une part, un flux d'air chaud, également appelé
flux primaire , issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et circulant dans un espace délimité par un compartiment de forme sensiblement tubulaire appelé compartiment core , et d'autre part, un flux d'air froid, également appelé flux secondaire , issu de la soufflante et circulant à
l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé
veine , formé entre une structure interne définissant un carénage du turboréacteur et la structure externe de la nacelle protégeant la nacelle de l'extérieur. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Une partie des parois de la nacelle sépare une première zone dite zone froide et une seconde zone dite zone chaude , ladite zone froide étant plus froide que ladite zone chaude. Certains composants situés dans la zone chaude peuvent être endommagés par la contrainte thermique engendrée par la différence de température entre la zone chaude et la zone froide. En particulier, ceci est le cas des composants tels que des dispositifs d'amortissement et d'arrêt, appelés bumper , disposés dans le compartiment core de la nacelle sur la paroi de la structure interne fixe de l'inverseur de poussée. L'utilisation de bumper permet de limiter les déplacements des éléments formant la structure interne fixe de l'inverseur de poussée.
Pour ventiler de tels composants, il est connu d'utiliser des écopes dynamiques prélevant de l'air froid dans la zone froide et de protéger le composant par une enveloppe de type tôle chaudronnée. Cependant, l'utilisation d'écope suppose le prélèvement d'air froid qui diminue le rendement de poussée de la nacelle.
En outre, dans certains cas, la pression de l'air froid présente dans la zone froide n'est pas toujours suffisante pour refroidir les composants.
Les composants sont alors protégés par une enveloppe thermique composée de deux feuillards en inox et d'un matériau isolant. Le refroidissement peut être renforcé par conduction, lorsque la paroi est réalisée dans un matériau conducteur thermique, comme l'aluminium.
Cependant, pour alléger la nacelle, de nombreuses parois sont réalisées dans un matériau composite tel que l'époxy ou le BMI. Le refroidissement ne peut donc plus se faire par conduction, du fait de la faible conductivité du composite.
Un but de la présente invention est donc de fournir un ensemble de refroidissement pour une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi composite séparant une zone froide d'une zone chaude, ledit ensemble étant capable de refroidir efficacement un composant disposé dans la zone chaude, sans pénaliser le rendement de poussée de la nacelle.
La présente invention concerne également une nacelle pour turboréacteur comportant un composant destiné à être refroidi et un tel ensemble de refroidissement.
Un aéronef est mû par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, un ensemble intermédiaire destiné à entourer une soufflante du turboréacteur, un ensemble arrière pouvant intégrer des moyens d'inversion de poussée et étant destiné à
entourer la chambre de combustion et tout ou partie des étages de compresseur et de turbine du turboréacteur. La nacelle est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à engendrer, d'une part, un flux d'air chaud, également appelé
flux primaire , issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et circulant dans un espace délimité par un compartiment de forme sensiblement tubulaire appelé compartiment core , et d'autre part, un flux d'air froid, également appelé flux secondaire , issu de la soufflante et circulant à
l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé
veine , formé entre une structure interne définissant un carénage du turboréacteur et la structure externe de la nacelle protégeant la nacelle de l'extérieur. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Une partie des parois de la nacelle sépare une première zone dite zone froide et une seconde zone dite zone chaude , ladite zone froide étant plus froide que ladite zone chaude. Certains composants situés dans la zone chaude peuvent être endommagés par la contrainte thermique engendrée par la différence de température entre la zone chaude et la zone froide. En particulier, ceci est le cas des composants tels que des dispositifs d'amortissement et d'arrêt, appelés bumper , disposés dans le compartiment core de la nacelle sur la paroi de la structure interne fixe de l'inverseur de poussée. L'utilisation de bumper permet de limiter les déplacements des éléments formant la structure interne fixe de l'inverseur de poussée.
Pour ventiler de tels composants, il est connu d'utiliser des écopes dynamiques prélevant de l'air froid dans la zone froide et de protéger le composant par une enveloppe de type tôle chaudronnée. Cependant, l'utilisation d'écope suppose le prélèvement d'air froid qui diminue le rendement de poussée de la nacelle.
En outre, dans certains cas, la pression de l'air froid présente dans la zone froide n'est pas toujours suffisante pour refroidir les composants.
Les composants sont alors protégés par une enveloppe thermique composée de deux feuillards en inox et d'un matériau isolant. Le refroidissement peut être renforcé par conduction, lorsque la paroi est réalisée dans un matériau conducteur thermique, comme l'aluminium.
Cependant, pour alléger la nacelle, de nombreuses parois sont réalisées dans un matériau composite tel que l'époxy ou le BMI. Le refroidissement ne peut donc plus se faire par conduction, du fait de la faible conductivité du composite.
Un but de la présente invention est donc de fournir un ensemble de refroidissement pour une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi composite séparant une zone froide d'une zone chaude, ledit ensemble étant capable de refroidir efficacement un composant disposé dans la zone chaude, sans pénaliser le rendement de poussée de la nacelle.
3 A cet effet, selon un premier aspect, l'invention a pour objet un ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur, ledit ensemble comprenant au moins une paroi composite séparant une zone froide et une zone chaude comprenant ledit composant, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une ouverture pratiquée dans ladite paroi composite et un élément d'interface conducteur thermique disposé sur la paroi composite afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures, ledit élément étant destiné à être associé audit composant.
La présente invention permet de manière simple et efficace de refroidir tout composant disposé dans la zone chaude grâce à l'ouverture présente dans la paroi qui est obstruée par l'élément d'interface conducteur thermique qui permet l'échange de chaleur avec le composant.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement afin de refroidir le composant et la paroi composite. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle puisqu'il est possible d'utiliser des parois en matériau composite.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, l'ensemble de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles :
- l'élément d'interface a une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite au voisinage de la ou des ouvertures ;
- l'élément d'interface comprend des extrémités configurées pour être fixées sur la paroi composite par des moyens de fixation ;
- l'élément d'interface est réalisé en aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium , - au moins une cale est intercalée entre les extrémités de l'élément d'interface et la paroi composite ;
- l'élément d'interface est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique ,
La présente invention permet de manière simple et efficace de refroidir tout composant disposé dans la zone chaude grâce à l'ouverture présente dans la paroi qui est obstruée par l'élément d'interface conducteur thermique qui permet l'échange de chaleur avec le composant.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement afin de refroidir le composant et la paroi composite. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle puisqu'il est possible d'utiliser des parois en matériau composite.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, l'ensemble de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles :
- l'élément d'interface a une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite au voisinage de la ou des ouvertures ;
- l'élément d'interface comprend des extrémités configurées pour être fixées sur la paroi composite par des moyens de fixation ;
- l'élément d'interface est réalisé en aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium , - au moins une cale est intercalée entre les extrémités de l'élément d'interface et la paroi composite ;
- l'élément d'interface est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique ,
4 - le matériau conducteur thermique est choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet une nacelle pour turboréacteur comportant au moins un composant et au moins un ensemble de refroidissement selon l'invention, ledit ensemble étant destiné à refroidir ledit composant.
De préférence, la paroi composite dudit ensemble est la paroi d'une structure interne fixe d'inverseur de poussée.
De préférence, l'élément d'interface forme le support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt fixé sur la paroi de la structure interne fixe, ledit dispositif étant destiné à être monté dans la zone chaude.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées :
- la figure 1 est une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'une nacelle de l'invention , - la figure 2 est une coupe transversale simplifiée de la nacelle de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue avant en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble de refroidissement comprenant une paroi composite de la structure interne fixe d'une nacelle et un élément d'interface sous la forme d'un support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt monté sur ladite paroi ;
- la figure 4 est une vue arrière en perspective de la paroi et du dispositif d'amortissement et d'arrêt de la figure 3 ;
- la figure 5 est une coupe transversale du mode de réalisation de l'ensemble de refroidissement de la figure 3 ;
- la figure 6 est une coupe transversale d'une variante de la figure 5.
Comme représenté sur la figure 1, une nacelle 1 selon l'invention comprend une lèvre d'entrée d'air 2, une structure médiane 3 entourant une soufflante 4 d'un turboréacteur 5 et un ensemble aval 6. L'ensemble aval 6 comprend une structure interne fixe 7 (IFS) entourant la partie amont du turboréacteur 5, une structure externe fixe (OFS) 9 et un capot mobile (non représenté) comportant des moyens d'inversion de poussée.
L'IFS 7 et l'OFS 9 délimitent une veine 8 permettant le passage d'un flux d'air froid pénétrant la nacelle 1 de l'invention au niveau de la lèvre
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet une nacelle pour turboréacteur comportant au moins un composant et au moins un ensemble de refroidissement selon l'invention, ledit ensemble étant destiné à refroidir ledit composant.
De préférence, la paroi composite dudit ensemble est la paroi d'une structure interne fixe d'inverseur de poussée.
De préférence, l'élément d'interface forme le support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt fixé sur la paroi de la structure interne fixe, ledit dispositif étant destiné à être monté dans la zone chaude.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées :
- la figure 1 est une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'une nacelle de l'invention , - la figure 2 est une coupe transversale simplifiée de la nacelle de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue avant en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble de refroidissement comprenant une paroi composite de la structure interne fixe d'une nacelle et un élément d'interface sous la forme d'un support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt monté sur ladite paroi ;
- la figure 4 est une vue arrière en perspective de la paroi et du dispositif d'amortissement et d'arrêt de la figure 3 ;
- la figure 5 est une coupe transversale du mode de réalisation de l'ensemble de refroidissement de la figure 3 ;
- la figure 6 est une coupe transversale d'une variante de la figure 5.
Comme représenté sur la figure 1, une nacelle 1 selon l'invention comprend une lèvre d'entrée d'air 2, une structure médiane 3 entourant une soufflante 4 d'un turboréacteur 5 et un ensemble aval 6. L'ensemble aval 6 comprend une structure interne fixe 7 (IFS) entourant la partie amont du turboréacteur 5, une structure externe fixe (OFS) 9 et un capot mobile (non représenté) comportant des moyens d'inversion de poussée.
L'IFS 7 et l'OFS 9 délimitent une veine 8 permettant le passage d'un flux d'air froid pénétrant la nacelle 1 de l'invention au niveau de la lèvre
5 d'entrée d'air 2. La veine 8 correspond à une zone froide. Typiquement, la température à l'intérieur de la veine 8 est comprise entre -50 C et 100 C.
Un mât de suspension (non représenté sur la figure 1) supporte le turboréacteur 5 et la nacelle 1 de l'invention.
La nacelle 1 de l'invention se termine par une tuyère d'éjection 10 comprenant un module externe 12 et un module interne 14. Les modules interne 14 et externe 12 définissent un canal d'écoulement de flux d'air primaire 15, dit chaud, sortant du turboréacteur 5.
On définit le compartiment core 16 comme une zone chaude comprenant le turboréacteur 5 engendrant la circulation du flux d'air chaud primaire et le canal d'écoulement dudit flux d'air primaire 15. La température à
l'intérieur du compartiment core 16 est typiquement comprise entre 100 C et 400 C (à laquelle il faut ajouter l'impact du rayonnement du carter moteur températures allant jusqu'à 750 C). Ledit compartiment core 16 est entouré par l'IFS 7.
De manière plus précise, l'IFS 7 est formée d'une paroi en matériau composite, notamment sous la forme d'au moins un panneau. La paroi de l'IFS
7 sépare ainsi une zone froide, la veine 8 dans laquelle circule un flux d'air froid, et une zone chaude, le compartiment core 16. Le panneau peut être du type sandwich en nid d'abeille (NIDA) pris entre deux couches composites éventuellement percées acoustiquement côté zone froide, à savoir la veine 8.
Le matériau composite peut être choisi parmi un matériau comprenant un mélange de carbone et d'époxy ou de carbone et de BMI ou de tout autre composite.
Comme représentée sur la figure 2, l'IFS 7 peut être réalisée en une multitude de structures articulées les unes aux autres, notamment en deux demi-structures internes fixes articulées en position 12 h lorsque la nacelle de l'invention est vue de face, à savoir au niveau du mât d'accrochage 21 de la nacelle et verrouillée en position 6h lorsque la nacelle 1 de l'invention est vue
Un mât de suspension (non représenté sur la figure 1) supporte le turboréacteur 5 et la nacelle 1 de l'invention.
La nacelle 1 de l'invention se termine par une tuyère d'éjection 10 comprenant un module externe 12 et un module interne 14. Les modules interne 14 et externe 12 définissent un canal d'écoulement de flux d'air primaire 15, dit chaud, sortant du turboréacteur 5.
On définit le compartiment core 16 comme une zone chaude comprenant le turboréacteur 5 engendrant la circulation du flux d'air chaud primaire et le canal d'écoulement dudit flux d'air primaire 15. La température à
l'intérieur du compartiment core 16 est typiquement comprise entre 100 C et 400 C (à laquelle il faut ajouter l'impact du rayonnement du carter moteur températures allant jusqu'à 750 C). Ledit compartiment core 16 est entouré par l'IFS 7.
De manière plus précise, l'IFS 7 est formée d'une paroi en matériau composite, notamment sous la forme d'au moins un panneau. La paroi de l'IFS
7 sépare ainsi une zone froide, la veine 8 dans laquelle circule un flux d'air froid, et une zone chaude, le compartiment core 16. Le panneau peut être du type sandwich en nid d'abeille (NIDA) pris entre deux couches composites éventuellement percées acoustiquement côté zone froide, à savoir la veine 8.
Le matériau composite peut être choisi parmi un matériau comprenant un mélange de carbone et d'époxy ou de carbone et de BMI ou de tout autre composite.
Comme représentée sur la figure 2, l'IFS 7 peut être réalisée en une multitude de structures articulées les unes aux autres, notamment en deux demi-structures internes fixes articulées en position 12 h lorsque la nacelle de l'invention est vue de face, à savoir au niveau du mât d'accrochage 21 de la nacelle et verrouillée en position 6h lorsque la nacelle 1 de l'invention est vue
6 de face, à savoir diamétralement opposée à l'emplacement dudit mât 21. La paroi 20 de chaque demi-structure sépare donc une zone froide 8 d'une zone chaude 16.
L'IFS 7 comporte typiquement au moins un dispositif d'amortissement et d'arrêt 23, aussi appelé bumper , permettant de limiter le déplacement des deux demi-structures internes fixes, notamment des parois 20. En effet, il existe des contraintes mécaniques notamment au niveau des positions 6h et 12h entraînant des déplacements desdites parois 20 des demi-structures internes fixes.
Une pluralité de dispositifs d'amortissement et d'arrêt 23 peuvent être installés en position 6h et en position 12h, notamment trois en position 6h et trois en position 12h.
Comme représenté sur la figure 3, chaque dispositif d'amortissement et d'arrêt 23 comporte une tête 25 configurée pour butée contre une autre butée montée sur la paroi 20 d'une des deux demi-structures internes. La tête 25 est montée sur un support 27 fixé sur ladite paroi 20 de la demi-structure interne.
Selon l'invention et comme représenté sur les figures 3 à 5, l'ensemble de refroidissement 30 de l'invention comprend au moins une paroi composite 20 dans laquelle est formée au moins une ouverture 31, et un élément d'interface conducteur thermique 33 qui est disposé sur la paroi afin d'obstruer ladite ouverture 31, ledit élément conducteur thermique 33 étant associé au composant à refroidir, dans le cas présent au dispositif 23.
Dans des variantes, le composant peut également être tout équipement nacelle et/ou moteur installé dans une zone chaude à proximité
d'une zone froide.
La zone froide 8 est typiquement plus froide que la zone chaude 16. Autrement dit, la température moyenne de la zone froide 8 est inférieure à
la température moyenne de la zone chaude 16.
La présente invention permet ainsi de manière simple et efficace de refroidir un composant 23 disposé dans une zone chaude 16, ici le compartiment core, associé à un élément conducteur thermique 33 qui autorise
L'IFS 7 comporte typiquement au moins un dispositif d'amortissement et d'arrêt 23, aussi appelé bumper , permettant de limiter le déplacement des deux demi-structures internes fixes, notamment des parois 20. En effet, il existe des contraintes mécaniques notamment au niveau des positions 6h et 12h entraînant des déplacements desdites parois 20 des demi-structures internes fixes.
Une pluralité de dispositifs d'amortissement et d'arrêt 23 peuvent être installés en position 6h et en position 12h, notamment trois en position 6h et trois en position 12h.
Comme représenté sur la figure 3, chaque dispositif d'amortissement et d'arrêt 23 comporte une tête 25 configurée pour butée contre une autre butée montée sur la paroi 20 d'une des deux demi-structures internes. La tête 25 est montée sur un support 27 fixé sur ladite paroi 20 de la demi-structure interne.
Selon l'invention et comme représenté sur les figures 3 à 5, l'ensemble de refroidissement 30 de l'invention comprend au moins une paroi composite 20 dans laquelle est formée au moins une ouverture 31, et un élément d'interface conducteur thermique 33 qui est disposé sur la paroi afin d'obstruer ladite ouverture 31, ledit élément conducteur thermique 33 étant associé au composant à refroidir, dans le cas présent au dispositif 23.
Dans des variantes, le composant peut également être tout équipement nacelle et/ou moteur installé dans une zone chaude à proximité
d'une zone froide.
La zone froide 8 est typiquement plus froide que la zone chaude 16. Autrement dit, la température moyenne de la zone froide 8 est inférieure à
la température moyenne de la zone chaude 16.
La présente invention permet ainsi de manière simple et efficace de refroidir un composant 23 disposé dans une zone chaude 16, ici le compartiment core, associé à un élément conducteur thermique 33 qui autorise
7 un échange de chaleur destiné à obturer une ou plusieurs ouvertures 31 présentes dans la paroi composite 20.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement cher, lourd et volumineux afin de refroidir le composant 23. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle 1 de l'invention. En effet, le flux circulant dans la zone froide, la veine 8, n'est pas perturbé par la présence d'un tel ensemble de refroidissement 30.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle 1 de l'invention puisqu'il est possible d'utiliser des parois en composite permettant le refroidissement de composants.
L'élément d'interface 33 peut être rapporté sur ledit composant 3 ou bien être formé de matière avec ce dernier. Ainsi, dans le cas d'un dispositif d'amortisseur et d'arrêt 23, l'élément d'interface 33 peut former le support qui est configuré pour obstruer ladite ou lesdites ouvertures 31.
Sur les figures 3 à 6, l'ensemble 30 de l'invention comporte une unique ouverture 31. Il est possible que ledit ensemble 30 comporte une pluralité d'ouvertures 31.
La ou les ouvertures 31 peuvent avoir toute forme et présenter toute dimension. En particulier, l'élément d'interface 33 peut obstruer une unique ouverture 31 de dimension sensiblement égale ou légèrement inférieure à celle de l'élément d'interface 33 (voir figure 5). Dans une variante non représentée, l'élément d'interface peut également obstruer une pluralité
d'ouvertures de dimension très inférieure à celle de l'élément d'interface.
De préférence, l'élément d'interface 33 peut avoir une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite 20. Ainsi, de manière avantageuse, le flux d'air circulant dans la zone froide 8 n'est pas perturbé
par la présence de l'élément d'interface 33.
L'élément d'interface 33 peut être réalisé dans un matériau conducteur thermique choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement cher, lourd et volumineux afin de refroidir le composant 23. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle 1 de l'invention. En effet, le flux circulant dans la zone froide, la veine 8, n'est pas perturbé par la présence d'un tel ensemble de refroidissement 30.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle 1 de l'invention puisqu'il est possible d'utiliser des parois en composite permettant le refroidissement de composants.
L'élément d'interface 33 peut être rapporté sur ledit composant 3 ou bien être formé de matière avec ce dernier. Ainsi, dans le cas d'un dispositif d'amortisseur et d'arrêt 23, l'élément d'interface 33 peut former le support qui est configuré pour obstruer ladite ou lesdites ouvertures 31.
Sur les figures 3 à 6, l'ensemble 30 de l'invention comporte une unique ouverture 31. Il est possible que ledit ensemble 30 comporte une pluralité d'ouvertures 31.
La ou les ouvertures 31 peuvent avoir toute forme et présenter toute dimension. En particulier, l'élément d'interface 33 peut obstruer une unique ouverture 31 de dimension sensiblement égale ou légèrement inférieure à celle de l'élément d'interface 33 (voir figure 5). Dans une variante non représentée, l'élément d'interface peut également obstruer une pluralité
d'ouvertures de dimension très inférieure à celle de l'élément d'interface.
De préférence, l'élément d'interface 33 peut avoir une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite 20. Ainsi, de manière avantageuse, le flux d'air circulant dans la zone froide 8 n'est pas perturbé
par la présence de l'élément d'interface 33.
L'élément d'interface 33 peut être réalisé dans un matériau conducteur thermique choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
8 L'élément d'interface 33 peut comprendre des extrémités configurées 41 pour être fixées sur la paroi composite 20 de chaque demi-structure fixe par des moyens de fixation. Les extrémités 41 peuvent présenter une forme sensiblement complémentaire à la surface de la paroi composite 20 sur laquelle lesdites extrémités 41 sont destinées à être fixées. Les moyens de fixation peuvent être de type permanent, visés ou aveugles et comporter des têtes fraisées, notamment une dizaine de têtes fraisées.
Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 6, au moins une cale 43 est intercalée entre les extrémités 41 de l'élément d'interface et la paroi composite 20. La présence de la cale 43 permet d'absorber tout défaut aérodynamique. La cale 43 peut être réalisée en aluminium, titane ou acier et d'un procédé pelable, mixte ou solide.
Selon une variante, l'élément d'interface 33 peut être protégé par une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique de type capotage inox. De ce fait, on évite une trop forte élévation de température au sein de l'élément d'interface 33, ce qui permet de réguler la chaleur dans ce dernier de manière plus aisée.
Le matériau conducteur thermique peut être choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 6, au moins une cale 43 est intercalée entre les extrémités 41 de l'élément d'interface et la paroi composite 20. La présence de la cale 43 permet d'absorber tout défaut aérodynamique. La cale 43 peut être réalisée en aluminium, titane ou acier et d'un procédé pelable, mixte ou solide.
Selon une variante, l'élément d'interface 33 peut être protégé par une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique de type capotage inox. De ce fait, on évite une trop forte élévation de température au sein de l'élément d'interface 33, ce qui permet de réguler la chaleur dans ce dernier de manière plus aisée.
Le matériau conducteur thermique peut être choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
Claims (8)
1. Nacelle (1) pour turboréacteur (5) comportant une structure interne fixe (7) d'inverseur de poussée, au moins un composant (23) destiné à
être refroidi et au moins un ensemble de refroidissement (30) destiné à
refroidir ledit composant (23), ledit ensemble (30) comprenant au moins une paroi composite (20) formant la structure interne fixe (7) et séparant une zone froide (8) et une zone chaude (16) comprenant ledit composant (23), caractérisée en ce que l'ensemble de refroidissement (30) comporte au moins une ouverture (31) pratiquée dans ladite paroi composite (20) et un élément d'interface (33) conducteur thermique disposé sur la paroi composite (20) afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures (31), ledit élément (33) étant destiné à être associé
audit composant (23).
être refroidi et au moins un ensemble de refroidissement (30) destiné à
refroidir ledit composant (23), ledit ensemble (30) comprenant au moins une paroi composite (20) formant la structure interne fixe (7) et séparant une zone froide (8) et une zone chaude (16) comprenant ledit composant (23), caractérisée en ce que l'ensemble de refroidissement (30) comporte au moins une ouverture (31) pratiquée dans ladite paroi composite (20) et un élément d'interface (33) conducteur thermique disposé sur la paroi composite (20) afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures (31), ledit élément (33) étant destiné à être associé
audit composant (23).
2. Nacelle (1) selon la revendication précédente, dans laquelle l'élément d'interface (31) a une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite (20) au voisinage de la ou des ouvertures (31).
3. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) comprend des extrémités (41) configurées pour être fixées sur la paroi composite (20) par des moyens de fixation.
4. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) est réalisé en aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
5. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle au moins une cale (43) est intercalée entre les extrémités (41) de l'élément d'interface (33) et la paroi composite (20).
6. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique.
7. Nacelle (1) selon la revendication précédente, dans laquelle le matériau conducteur thermique est choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
8. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) forme le support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt (23) fixé sur la paroi (20) de la structure interne fixe (7), ledit dispositif (23) étant destiné à être monté dans la zone chaude (16).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1051525A FR2957053B1 (fr) | 2010-03-03 | 2010-03-03 | Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboreacteur |
| FR1051525 | 2010-03-03 | ||
| PCT/FR2011/050214 WO2011107682A2 (fr) | 2010-03-03 | 2011-02-03 | Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2786542A1 true CA2786542A1 (fr) | 2011-09-09 |
Family
ID=42782112
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2786542A Abandoned CA2786542A1 (fr) | 2010-03-03 | 2011-02-03 | Nacelle pour turboreacteur equipee d'un ensemble de refroidissement pourun composant |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20120318380A1 (fr) |
| EP (1) | EP2542471A2 (fr) |
| CN (1) | CN102713205B (fr) |
| BR (1) | BR112012018614A2 (fr) |
| CA (1) | CA2786542A1 (fr) |
| FR (1) | FR2957053B1 (fr) |
| RU (1) | RU2552574C2 (fr) |
| WO (1) | WO2011107682A2 (fr) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9951652B2 (en) | 2013-12-05 | 2018-04-24 | Rohr, Inc. | Aircraft thrust reversing assembly IFS support structure |
| BR112016013122A2 (pt) | 2013-12-23 | 2017-08-08 | Gen Electric | Aeronave e sistema de resfriamento de injeção |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2613501A (en) * | 1945-06-02 | 1952-10-14 | Lockheed Aircraft Corp | Internal-combustion turbine power plant |
| US3739581A (en) * | 1972-01-19 | 1973-06-19 | E Talmor | Method and apparatus for providing jet propelled vehicles with a heat sink |
| SE411949B (sv) * | 1976-07-09 | 1980-02-11 | Ericsson Telefon Ab L M | Kylanordning |
| US5054281A (en) * | 1989-09-25 | 1991-10-08 | Rohr Industries, Inc. | Gas turbine engine compartment vent system |
| US5284012A (en) * | 1991-05-16 | 1994-02-08 | General Electric Company | Nacelle cooling and ventilation system |
| JPH06173772A (ja) * | 1992-08-10 | 1994-06-21 | Boeing Co:The | 逆推進装置内壁およびそのサンドイッチ構造 |
| US5357742A (en) * | 1993-03-12 | 1994-10-25 | General Electric Company | Turbojet cooling system |
| DE4313782C2 (de) * | 1993-04-27 | 1997-09-18 | Daimler Benz Ag | Einrichtung zur Befestigung von elektronischen Steuergeräten in einem Kraftfahrzeug |
| US7325772B1 (en) * | 2003-09-04 | 2008-02-05 | L-3 Communications Corporation | Aircraft heat sink and electronics enclosure |
| FR2869872B1 (fr) * | 2004-05-04 | 2007-07-20 | Airbus France Sas | Cale de transition entre un moyen de fixation d'une aile sur un fuselage d'un aeronef et ladite aile, et aeronef comportant une telle cale. |
| US8127828B2 (en) * | 2006-03-17 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Air-oil heat exchanger |
| FR2902830B1 (fr) * | 2006-06-27 | 2008-08-08 | Airbus France Sas | Turboreacteur pour aeronef |
| US7845159B2 (en) * | 2006-08-31 | 2010-12-07 | General Electric Company | Heat pipe-based cooling apparatus and method for turbine engine |
| EP2128023B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2012-05-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Un moteur à turbine à gaz comprenant un ensemble refroidisseur |
| US8181443B2 (en) * | 2008-12-10 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat exchanger to cool turbine air cooling flow |
-
2010
- 2010-03-03 FR FR1051525A patent/FR2957053B1/fr active Active
-
2011
- 2011-02-03 CA CA2786542A patent/CA2786542A1/fr not_active Abandoned
- 2011-02-03 BR BR112012018614A patent/BR112012018614A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-02-03 US US13/579,549 patent/US20120318380A1/en not_active Abandoned
- 2011-02-03 WO PCT/FR2011/050214 patent/WO2011107682A2/fr active Application Filing
- 2011-02-03 EP EP11707454A patent/EP2542471A2/fr not_active Withdrawn
- 2011-02-03 RU RU2012141289/11A patent/RU2552574C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-02-03 CN CN201180006156.5A patent/CN102713205B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2552574C2 (ru) | 2015-06-10 |
| FR2957053A1 (fr) | 2011-09-09 |
| WO2011107682A2 (fr) | 2011-09-09 |
| WO2011107682A3 (fr) | 2011-11-10 |
| EP2542471A2 (fr) | 2013-01-09 |
| CN102713205B (zh) | 2016-01-13 |
| RU2012141289A (ru) | 2014-04-10 |
| CN102713205A (zh) | 2012-10-03 |
| FR2957053B1 (fr) | 2016-09-09 |
| US20120318380A1 (en) | 2012-12-20 |
| BR112012018614A2 (pt) | 2016-05-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2543864B1 (fr) | Ensemble propulsif avec un plancher de protection thermique d'un carenage aérodynamique arrière d'un mat d'accrochage et procéde de refroidissement du plancher de protection thermique | |
| EP2250357B1 (fr) | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef | |
| EP3701171B1 (fr) | Ensemble propulsif pour aéronef | |
| EP2035279B1 (fr) | Nacelle structurante | |
| EP2651764B1 (fr) | Nacelle pour turboreacteur d'aeronef double flux | |
| FR2907098A1 (fr) | Nacelle pour turboreacteur double flux | |
| FR2920137A1 (fr) | Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee | |
| EP3487764B1 (fr) | Nacelle de turbomoteur comportant un dispositif de refroidissement | |
| WO2010040907A1 (fr) | Structure d'entrée d'air pour une nacelle pour turboréacteur | |
| FR3020798A1 (fr) | Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un conduit formant barriere thermique integre au caisson de la structure rigide du mat d'accrochage | |
| CA2786542A1 (fr) | Nacelle pour turboreacteur equipee d'un ensemble de refroidissement pourun composant | |
| FR3044960A1 (fr) | Panneau pour nacelle de turboreacteur d’aeronef, comportant une protection thermique et une protection anti-feu | |
| FR2973467A1 (fr) | Dispositif d'etancheite destine a etre dispose entre deux structures d'une nacelle | |
| EP3724076B1 (fr) | Lèvre d'entrée d'air de nacelle pour turboréacteur | |
| EP3831719B1 (fr) | Carénage arrière de mât de moteur d'aéronef à bouclier thermique multicouche | |
| FR2995026B1 (fr) | Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussee a grilles de deviation | |
| EP3617490B1 (fr) | Écope de prélévement d'air pour aéronef | |
| FR3120352A1 (fr) | Entree d’air de nacelle munie d’un système de protection contre la glace mixte | |
| FR2989952A1 (fr) | Nacelle de turboreacteur a section aval | |
| EP3959137A1 (fr) | Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air | |
| FR3098495A1 (fr) | Système de protection contre la formation ou l’accumulation de givre pour nacelle de moteur d’aéronef. | |
| WO2023062329A1 (fr) | Ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur | |
| FR3059301A1 (fr) | Systeme d'echappement d'un moteur auxiliaire de puissance | |
| WO2020217026A1 (fr) | Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air | |
| FR3032943A1 (fr) | Nacelle pour un turboreacteur d'aeronef double flux |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EEER | Examination request |
Effective date: 20160108 |
|
| FZDE | Discontinued |
Effective date: 20170203 |