EP2571765A2 - Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef - Google Patents

Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef

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Publication number
EP2571765A2
EP2571765A2 EP11725142A EP11725142A EP2571765A2 EP 2571765 A2 EP2571765 A2 EP 2571765A2 EP 11725142 A EP11725142 A EP 11725142A EP 11725142 A EP11725142 A EP 11725142A EP 2571765 A2 EP2571765 A2 EP 2571765A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
nacelle
element according
lip
ferrule
downstream
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.)
Withdrawn
Application number
EP11725142A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Céline BLIN
Guillaume Strub
Vincent Peyron
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of EP2571765A2 publication Critical patent/EP2571765A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • 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
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes

Definitions

  • the air inlet section comprises firstly a cover having an outer wall and an air inlet lip, the lip being adapted to allow optimal capture to the turbojet of the air necessary for feeding the blower and the internal compressors of the turbojet, and secondly a fixed ferrule which comprises an acoustic panel and which is intended to properly channel the air to the blades of the blower.
  • the element, and the blade are made of a material that is both capable of being elastically deformed, so as to obtain the appropriate veneer of the element against the lip and the ferrule and also sufficiently rigid so that the element has the mechanical strength appropriate to the stresses to which it is subjected.
  • the blade may be made of a composite material or reinforcement fabric impregnated with silicone.
  • the end blade has a thickness less than the thickness of the other parts of the element. This limits the aerodynamic impact of the downstream portion of the element.
  • the blade has a thickness of less than 0.75 mm.
  • the end blade may be substantially flat, or curved with a concavity facing outward. The function of the curvature is to resume the leverage created by the bead that takes the compression efforts.
  • the equipressure means comprise, for example, radially through orifices provided in the element and / or axial passages formed in the annular bead. In the latter case, there is then an interrupted bead, presenting itself as a succession of pads on the periphery of the element.
  • the annular bead may be substantially continuous.
  • the element is for example made of composite material which may comprise at least one substantially continuous reinforcement on its periphery.
  • the constraints related to the compression of the element - during displacement relative to the ferrule or during installation on the nacelle - and in particular the buckling, are taken up by the composite.
  • the upstream end of each slot opens into a circular orifice, in order to prevent crack initiation at the end of the slot.
  • the attachment points of the element on the lip are preferably located downstream of these circular holes so as not to fatigue fatigue said orifices.
  • the element is made of a flexible material. In other words, it is possible to make such an element whose flexibility is not due to the presence of slits but to the only appropriate choice of the material constituting it.
  • the element can be made from at least two substantially identical strips rolled on themselves and fixed end to end along axial lines to form together a generally cylindrical general shape. Typically, one can provide two strips each forming a half cylinder.
  • the invention relates to an aircraft nacelle comprising on the one hand a fixed ferrule and on the other hand an axially movable entry lip with respect to the ferrule, between a rear operating position and a forward position. of maintenance.
  • Figure 3 is a schematic vertical sectional view of the upstream section of the nacelle of Figures 1 and 2;
  • Figure 4 is a sectional view of an element according to a first embodiment of the invention.
  • Figure 8 is a perspective view of an element according to a third embodiment of the invention.
  • the nacelle 1 is equipped with an element 15 intended to ensure aerodynamic continuity between the lip 8 and the shell 9, in the rear operating position.
  • the element 15, in the mounted position has a generally cylindrical general shape. It comprises :
  • the element 15 comprises on the one hand an outer face 22 and on the other hand an inner face 23, turned towards the axis 10 of the nacelle 1 in the mounted position, which is substantially cylindrical without extra thicknesses and without protruding parts, so that provide a generally smooth surface to improve aerodynamic continuity and optimize airflow.
  • the upstream portion 16 of the element 15 has a thickness greater than that of the intermediate portion 19.
  • the upstream portion 16 constitutes the zone of attachment of the element 1 5 to the nacel 1 and must therefore be able to ten ir corresponding contra intes, tand is that the intermediate portion 1 9 serves essentially to cover the interface between the lip 8 and the ferrule 9.
  • the thickness of the upstream portion 1 6 is between 2 and 6mm, and The thickness of the intermediate portion 19 is between 1 and 3 mm.
  • the downstream portion 20 comprises an annular bead 24 projecting from the outer face 22 and an end plate 25 of reduced thickness, typically less than 0.75 mm. At rest, that is to say when the element 15 is not deformed, the blade 25 is inclined outwards towards its free end.
  • the inner wall 18 of the lip 8 comprises a recess 26 formed by an axially inward recoil step.
  • the ferrule 9 also has a recess 27 formed by an inwardly axial recessed step adjacent to an upstream chamfer 28 and a downstream chamfer 29.
  • the nacelle 1 is designed so that the upstream portion 30 of the inner wall 18 of the lip 8 and the downstream portion 31 of the shell 9 are substantially of the same diameter.
  • the upstream portion 16 of the element 15 is housed in the recess 26 of the lip, while the bead 24 is housed in the recess 27 of the shell 9 and that the end plate 25 bears against the downstream portion 31 of the ferrule 9.
  • a peripheral face of the substantially cylindrical air stream is obtained which makes it possible to optimize the flow of air, and all the more so since the thickness of the blade 25 is relatively weak.
  • the element 15 is flexible, which allows it to be plated, by elastic deformation, against the shell 9. It can be expected that the element 15 is slightly divergent downstream at rest, to improve the veneer against the ferrule 9.
  • the strip 32 is not perfectly flat but slightly curved outwards from its upstream portion 16 towards its downstream portion 20, so as to form a slightly divergent element downstream, which will favor its plating against the shell 9.
  • the end plate 25 is here curved in the extension of the rest of the strip 32, with its concavity facing outwardly.
  • the blade 25 may be substantially flat but inclined outwards.
  • the outer layer 33 of the strip 32 forms the entire end plate 25, and no longer only a cover layer.
  • the blade 25 comprises longitudinal slots extending from its free end to the bead 24. These slots 35 can increase the deformation capacity of the blade 25 and avoid detachment of the blade 25, in order to improve the veneer of the blade 25 against the ferrule 9.
  • FIG. 8 there is no longer a continuous annular bead 24, but a discontinuous bead, forming a succession of separate pads 36 along the blade 25.
  • a discontinuous bead forming a succession of separate pads 36 along the blade 25.
  • axial passages 37 which allow, in operation, to equipress the inner and outer sides of the element 15.
  • the upstream end of the slots 39 opens into a circular orifice 40, which makes it possible to prevent or considerably limit the crack initiators at the end of the slot.
  • the openings 34 for fastening the strip 32 to the lip 8 are located downstream of these circular orifices 40 so as not to fatigue the said orifices 34.
  • the element 15 is substantially tangential to the lip 8 and the shell 9 against which it bears radially.
  • the element is designed to allow the opening and closing of the cover without dismantling part, and to be able to withstand these successive displacements during many cycles, for example of the order of 3500 cycles.
  • the presence of the blade 25 makes it possible to compensate for the axial and radial positioning offsets between the lip 8 and the shell 9 by providing a covering means pressed against the shell 9.
  • the blade 25 further allows the adaptation of the element 15 to the shapes and tolerances of the lip 8 and the ferrule 9.
  • the band according to the first embodiment could comprise means of putting in equipression, that the strip of the strip of FIG. 8 could be curved, that the bead of FIG. 7 could be discontinuous, etc.
  • the invention provides a decisive improvement to the prior art, by providing an element allowing the aerodynamic optimization of the interface between the downstream edge of a LFC-type hood air intake lip and the acoustic shroud. extending between this edge and the fan casing.

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Abstract

La nacelle 1 comprend d'une part une virole 9 fixe et d'autre part une lèvre d'entrée 8 mobile axialement par rapport à la virole 9, entre une position arrière de fonctionnement et une position avant de maintenance. L'élément d'aérodynam isme 1 5 est souple et présente une forme générale sensiblement cylindrique. Il comprend : - une portion amont 16 destinée à être fixée à la paroi intérieure 17de la lèvre d'entrée 8 de la nacelle; - et une portion aval 20 destinée à venir en appui radial contre la face intérieure 31 de la virole 9. La portion aval 20 de l'élément 15 comporte un bourrelet annulaire 24 faisant saillie vers l'extérieur de l'élément 15 et une lame d'extrémité 25 qui, au repos, est inclinée vers l'extérieur de l'élément 15 en direction de son extrémité libre.

Description

ELEMENT D'AERODYNAMISME POUR UNE NACELLE D'AERONEF
La présente invention concerne un élément d'aérodynamisme pour une nacelle d'aéronef, ainsi qu'une nacelle d'aéronef équipé d'un tel élément.
Un avion est propulsé par un ou plusieurs ensembles propulsifs comprenant un turboréacteur logeant dans une nacelle tubulaire. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l'avion par un mât situé généralement sous une aile ou au niveau du fuselage.
Une nacelle présente généralement une structure comprenant une section amont d'entrée d'air, en amont du moteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, et une section aval destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et abritant des moyens d'inversion de poussée.
La section d'entrée d'air comprend d'une part un capot comportant une paroi extérieure et une lèvre d'entrée d'air, la lèvre étant adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur de l'air nécessaire à l'alimentation de la soufflante et des compresseurs internes du turboréacteur, et d'autre part une virole fixe qui comporte un panneau acoustique et qui est destinée à canaliser convenablement l'air vers les aubes de la soufflante.
La lèvre d'entrée d'air est intégrée à la paroi extérieure, ce qui permet de supprimer tout moyen de jonction entre ces organes susceptible de nuire aux performances aérodynamiques de la nacelle, et le capot est alors désigné par « LFC » (pour « Laminar Forward Cowl », signifiant « Capot Avant Laminaire »).
Le capot est mobile par rapport à la virole entre une position arrière de fonctionnement, dans laquelle le bord aval de la lèvre est situé à proximité ou en contact avec le bord amont de la virole, et une position avant de maintenance, dans laquelle ledit bord aval de la lèvre est écarté du bord amont de la virole, notamment pour permettre l'accès au turboréacteur.
La zone d'interface entre la lèvre et la virole est génératrice de perturbations aérodynamiques dues à la présence de décalages et d'écarts entre ces éléments inhérents à leur fixation entre eux. Une solution connue pour améliorer la continuité aérodynamique de cette interface consiste à mettre en place dans cette zone un élément généralement appelé « bavette ». Cet élément, sensiblement cylindrique et souple, est placé contre la face intérieure de la lèvre et de la virole. La partie amont de cet élément est fixée à la lèvre, tandis que sa partie aval vient en appui radial contre la virole.
Toutefois, les bavettes de l'art antérieur ne sont pas pleinement satisfaisantes. On constate en effet que, selon le positionnement axial relatif de la lèvre et de la virole, il peut exister un écart axial trop important entre la bavette et l a vi rol e, cet écart pouvant atteindre typiquement plusieurs millimètres. En outre, un décalage radial de la virole par rapport à la lèvre peut induire un décollement de la partie extrême aval de la bavette. Ces deux phénomènes sont particulièrement préjudiciables à l'aérodynamique de la nacelle, car ils créent des zones en creux ou des parties en saillie dans le flux d'air qui perturbent l'écoulement de l'air en amont du moteur. Or, les décalages entre la lèvre et la virole sont inévitables, notamment du fait que la lèvre est très régulièrement translatée par rapport à la virole pour les opérations de maintenance puis pour sa remise en position arrière de fonctionnement.
La présente invention vise à remédier aux inconvénients mentionnés ci-dessus.
A cet effet, et selon un premier aspect, l'invention concerne un élément d'aérodynamisme pour une nacelle d'aéronef, ladite nacelle comprenant d'une part une virole fixe et d'autre part une lèvre d'entrée mobile axialement par rapport à la virole, ledit élément étant souple et présentant une forme générale sensiblement cylindrique, en position montée, et comprenant :
- une portion amont destinée à être fixée à la paroi intérieure de la lèvre d'entrée de la nacelle ;
- et une portion aval destinée à venir en appui radial contre la face intérieure de la virole.
Selon une définition générale de l'invention, la portion aval de l'élément comporte un bourrelet annulaire faisant saillie vers l'extérieur et une lame d'extrémité qui, au repos, est inclinée vers l'extérieur en direction de son extrémité libre. L'élément selon l'invention recouvre la zone d'interface entre la lèvre et la virole, assurant ainsi la continuité des surfaces dans cette zone de la veine d'air, afin d'améliorer l'aérodynamique.
La lame d'extrémité de l'élément, de par son inclinaison et sa souplesse, vient se plaquer contre la virole. En conséquence, cette lame permet de couvrir un éventuel écart axial trop important entre la lèvre et la virole, mais également de compenser un possible décalage radial entre la lèvre et la virole.
Par « souple », on entend que l'élément, et la lame, sont réalisés en un matériau qui est à la fois capable d'être déformé élastiquement, de façon à obtenir le placage approprié de l'élément contre la lèvre et la virole, et également suffisamment rigide pour que l'élément ait la tenue mécanique appropriée aux contraintes auxquelles il est soumis. Par exemple, la lame peut être réalisée en un matériau composite ou en tissu de renfort imprégné de silicone.
De plus, dans l'élément selon l'invention, le bourrelet permet de positionner correctement la lame et de la protéger, ce qui garantit qu'elle puisse remplir sa fonction correctement. En effet, le bourrelet coopère avec la partie amont de la virole, qui est de préférence pourvue d'un chanfrein amont. Ceci a pour effet, lors du déplacement de la lèvre vers l'arrière, de provoquer, par l'intermédiaire du bourrelet, le déplacement de la portion aval de l'élément radialement vers l'intérieur. Ainsi, la lame est écartée de la virole, ce qui permet de ne pas gêner l'engagement de l'élément à l'intérieur de la virole et de ne pas endommager la lame lors de cet engagement. La lame vient ensuite se plaquer par élasticité contre la virole.
Ce placage est favorisé par le fait que, au repos - c'est-à-dire lorsque l'élément n'est pas déformé élastiquement par contact avec la virole - la lame est inclinée. De plus, l'élément peut, au repos, avoir une forme divergeant légèrement vers l'aval.
Avantageusement, la lame d'extrémité présente une épaisseur inférieure à l'épaisseur des autres parties de l'élément. Ceci permet de limiter l'impact aérodynamique de la portion aval de l'élément. Par exemple, la lame présente une épaisseur inférieure à 0,75 mm. La lame d'extrémité peut être sensiblement plane, ou courbe avec une concavité tournée vers l'extérieur. La courbure a notamment pour fonction de reprendre l'effet de levier créé par le bourrelet qui reprend les efforts de compression.
De préférence, l'élément comprend des moyens de mise en équipression des côtés intérieur et extérieur de l'élément, ce qui permet de limiter les effets de décollement de cet élément. Ces moyens sont typiquement situés dans une portion intermédiaire de l'élément située entre la portion amont, destinée à être fixée à la lèvre de la nacelle, et la portion aval portant notamment le bourrelet annulaire.
Les moyens de mise en équipression comprennent par exemple des orifices rad ialement traversants ménagés dans l'élément et/ou des passages axiaux ménagés dans le bourrelet annulaire. Dans ce dernier cas, on a alors un bourrelet interrompu, se présentant comme une succession de plots à la périphérie de l'élément. En variante, le bourrelet annulaire peut être sensiblement continu.
L'élément est par exemple réalisé en matériau composite pouvant comporter au moins une armature sensiblement continue sur sa périphérie. Les contraintes liées à la compression de l'élément - lors du déplacement par rapport à la virole ou lors de la mise en place sur la nacelle - et notamment le flambement, sont reprises par le composite.
Selon une réalisation possible, l'élément comprend des fentes axiales débouchant à son extrémité aval, lesdites fentes étant remplies d'un matériau élastomère. Le remplissage des fentes permet d'en imiter l'impact aérodynamique. Toutefois, le matériau choisi pour remplir les fentes est suffisamment souple pour permettre une certaine déformation de l'élément au niveau des fentes. Cette déformation permet la mise en place de l'élément et la reprise des déplacements.
Avantageusement, on peut prévoir que l'extrémité amont de chaque fente débouche dans un orifice circulaire, afin d'empêcher les amorces de fissures en bout de fente. Dans ce cas, les points de fixation de l'élément sur la lèvre sont de préférence situés en aval de ces orifices circulaires pour ne pas solliciter en fatigue lesdits orifices. Selon une autre réalisation, l'élément est réalisé en un matériau souple. En d'autres termes, on peut réaliser un tel élément dont la souplesse n'est pas due à la présence de fentes mais au seul choix approprié du matériau le constituant.
L'élément peut être réalisé à partir d'au moins deux bandes sensiblement identiques roulées sur elles-mêmes et fixées bout à bout le long de lignes axiales pour former ensemble une forme générale sensiblement cylindrique. Typiquement, on peut prévoir deux bandes formant chacune un demi cylindre.
De préférence, cet élément comprend une portion intermédiaire située entre la portion amont et la portion aval, et la portion amont présente une épaisseur supérieure à celle de la portion intermédiaire. Cette portion plus épaisse permet la fixation de l'élément par des organes tels que des vis, sans risque d'endommager la portion amont. En prévoyant de loger cette portion amont plus épaisse dans un renfoncement de la lèvre, on ne crée pas de surépaisseur néfaste à l'aérodynamique.
Selon un deuxième aspect, l'invention concerne une nacelle d'aéronef comprenant d'une part une virole fixe et d'autre part une lèvre d'entrée mobile axialement par rapport à la virole, entre une position arrière de fonctionnement et une position avant de maintenance. La nacelle comprend un élément d'aérodynamisme tel que précédemment décrit, et est agencée de sorte que, lorsque la lèvre est en position arrière, la portion amont de l'élément est fixée contre la face intérieure de la paroi intérieure de la lèvre d'entrée de la nacelle, et logée dans un renfoncement formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur, et la portion aval de l'élément est en appui radial contre la face intérieure de la virole, le bourrelet annulaire étant logé dans un renfoncement formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur.
Quant à la lame, elle est en appui contre face intérieure de la virole qui est par exemple sensiblement au même niveau que la face intérieure de la paroi intérieure de la lèvre. Il n'y a donc qu'une très faible sur-épaisseur axiale de l'élément monté sur la nacelle, due à l'épaisseur de la lame, qui est relativement faible. On décrit à présent, à titre d'exemples non limitatifs, plusieurs modes de réalisation possibles de l'invention, en référence aux figures annexées :
Les figures 1 et 2 sont des vues en perspective d'une aile d'aéronef équipée d'une nacelle selon l'invention, respectivement lorsque le capot est en position arrière de fonctionnement par rapport à la virole et lorsque le capot est en position avant de maintenance ;
La figure 3 est une vue schématique en coupe verticale de la section amont de la nacelle des figures 1 et 2 ;
La figure 4 est une vue en section d'un élément selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
Les figures 5 et 6 sont des vues en perspective de l'élément de la figure 4, respectivement vu du côté intérieur et du côté extérieur ;
La figure 7 est une vue en perspective d'un élément selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ;
La figure 8 est une vue en perspective d'un élément selon un troisième mode de réalisation de l'invention ;
La figure 9 est une vue en plan schématisée d'un élément selon l'invention, comportant des fentes débouchant chacune dans un orifice circulaire.
Une nacelle 1 selon l'invention telle que représentée sur les figures 1 et 2 constitue un logement tubulaire pour un turboréacteur (non visible) dont elle sert à canaliser les flux d'air qu'il génère en définissant des lignes aérodynamiques internes et externes nécessaires à l'obtention de performances optimales.
La nacelle 1 est destinée à être rattachée à une structure fixe d'un avion, telle qu'une aile 2, par l'intermédiaire d'un mât ou pylône 3.
Plus précisément, la nacelle 1 possède une structure comprenant une section amont ou avant 4 formant une entrée d'air, une section médiane 5 entourant une soufflante du turboréacteur, et une section aval ou arrière 6 entourant le turboréacteur et abritant généralement un système d'inversion de poussée. La section 4 d'entrée d'air comprend un capot comportant une paroi extérieure 7 et une lèvre d'entrée d'air 8 qui est intégrée à la paroi extérieure 7 de manière à former une pièce unique démontable. Le capot peut toutefois comprendre une pluralité de panneaux formant des sections de paroi extérieure et de lèvre d'entrée, avec des lignes de jonction s'étendant longitudinalement par rapport à la nacelle 1 . L'entrée d'air dans la nacelle 1 est également définie par une virole 9 fixe, rattachée à la section médiane 5 de la nacelle 1 , et comprenant un panneau acoustique.
On définit la direction longitudinale ou axiale comme la direction parallèle à l'axe 1 0 de la nacelle 1 , correspondant à l'axe de la veine d'air circulant dans la nacelle 1 . Le terme « extérieur » désigne des parties situées pl u s loi n d e l 'axe 1 0 , pa r opposition a u term e « intérieur ». Les termes « amont » et « aval » sont employés par rapport au sens d'écoulement de l'air, depuis la section 4 d'entrée d'air vers la section arrière 6.
La lèvre 8 - et plus généralement la capot - est mobile axialement par rapport à la virole 9 fixe, entre :
- une position arrière de fonctionnement (figures 1 et 3), dans laquelle le bord aval 1 1 de la lèvre 8 est situé à proximité ou en contact avec le bord amont 12 de la virole 9 ;
- et une position avant de maintenance (figure 2), dans laquelle ledit bord aval 1 1 de la lèvre 8 est écarté du bord amont 12 de la virole 9 pour permettre l'accès au turboréacteur.
Bien qu'illustré par un exemple d'application à une lèvre d'entrée d'air mobile en translation, la présente invention peut bien évidemment être également appliqué à d'autres pièces de la nacelle, notamment, par exemple, à une bavette installée dans un inverseur à capot mobile pour en améliorer l'aérodynamisme.
Selon l'invention, la nacelle 1 est équipée d'un élément 15 destiné à assurer la continuité aérodynamique entre la lèvre 8 et la virole 9, en position arrière de fonctionnement. Comme illustré sur les figures 1 à 3, l'élément 15, en position montée, présente une forme générale sensiblement cylindrique. Il comporte :
- une portion amont 16 fixée contre la face intérieure 17 de la paroi intérieure 18 de la lèvre 8 ;
- une portion intermédiaire 19 recouvrant l'interface entre la lèvre 8 et la virole 9 ;
- et une portion aval 20 venant en appui radial contre la face intérieure 21 de la virole 9.
L'élément 15 comporte d'une part une face extérieure 22 et d'autre part une face intérieure 23, tournée vers l'axe 10 de la nacelle 1 en position montée, qui est sensiblement cylindrique sans surépaisseurs et sans parties en saillie, afin de fournir une surface globalement lisse permettant d'améliorer la continuité aérodynamique et d'optimiser l'écoulement de l'air.
La portion amont 16 de l'élément 15 présente une épaisseur supérieure à celle de la portion intermédiaire 19. En effet, la portion amont 16 constitue la zone de fixation de l 'élément 1 5 à la nacel le 1 et doit donc pouvoir ten ir aux contra intes correspondantes, tand is que la portion interméd iaire 1 9 sert essentiellement à couvrir l'interface entre la lèvre 8 et la virole 9. Typiquement, l'épaisseur de la portion amont 1 6 est comprise entre 2 et 6mm, et l'épaisseur de la portion intermédiaire 19 est comprise entre 1 et 3mm.
La portion aval 20 comporte un bourrelet annulaire 24 en saillie depuis la face extérieure 22 et une lame d'extrémité 25 d'épaisseur réduite, typiquement inférieure à 0,75 mm. Au repos, c'est-à-dire lorsque l'élément 15 n'est pas déformé, la lame 25 est inclinée vers l'extérieur en direction de son extrémité libre.
Avantageusement, la paroi intérieure 18 de la lèvre 8 comporte un renfoncement 26 formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur. La virole 9 comporte également un renfoncement 27 formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur, adjacent à un chanfrein 28 amont et un chanfrein 29 aval . La nacelle 1 est conçue pour que la partie amont 30 de la paroi intérieure 18 de la lèvre 8 et la partie aval 31 de la virole 9 soient sensiblement sur un même diamètre. En position montée, la portion amont 16 de l'élément 15 est logée dans le renfoncement 26 de la lèvre, tandis que le bourrelet 24 est logé dans le renfoncement 27 de la virole 9 et que la lame d'extrémité 25 est en appui contre la partie aval 31 de la virole 9. Ainsi, on obtient une face périphérique de la veine d'air sensiblement cylindrique qui permet d'optimiser l'écoulement de l'air, et ce d'autant mieux que l'épaisseur de la lame 25 est relativement faible.
L'élément 15 est souple, ce qui lui permet d'être plaqué, par déformation élastique, contre la virole 9. On peut prévoir que l'élément 15 soit légèrement divergent vers l'aval au repos, afin d'améliorer le placage contre la virole 9.
De façon concrète, l'élément 1 5 est réalisé à partir de plusieurs bandes 32 sensiblement identiques, généralement au nombre de deux, qui sont roulées sur elles-mêmes et fixées bout à bout le long de lignes axiales pour former ensemble une forme générale sensiblement cylindrique. Chaque bande 32 possède une largeur - c'est-à-dire une dimension axiale en position montée - de l'ordre de 80 mm. La longueur de chaque bande 32, dans le cas où el l es sont a u nom bre d e d eux est d e l 'ord re de 3 m correspondant sensiblement à un demi périmètre de la veine d'air.
On décrit à présent plusieurs modes de réalisation possible de bandes 32 destinées à former l'élément 15, en référence aux figures 4 à 9.
Selon un premier mode de réalisation, illustré sur les figures 4 à 6, la bande 32 est réalisée en un matériau souple. La souplesse de l'élément 15 est dans ce cas conférée uniquement par le choix approprié du matériau. La bande 32 peut par exemple être réalisée en matériau composite, tel qu'un composite carbone époxy (ou verre/époxy, pour avoir plus de souplesse par exemple), pouvant comporter au moins une armature sensiblement continue sur sa longueur - c'est-à-dire sur la périphérie de l'élément 15 lorsque la bande 32 est montée sur la nacel le 1 . De pl us, la bande 32 peut comporter une couche extérieure 33 qui couvre toute sa surface et forme en outre le bourrelet 24 (figure 4). Cette couche extérieure 33 pourra être typiquement réalisée en tissu traité pour présenter de faibles frottements, notamment par un revêtement téflon ®, et imprégné par du silicone pour coller le tissu à l'âme composite. Ce tissu basse friction permet d'abaisser le coefficient de frottement entre la pièce 12/21 /27/28/29/31 et la bavette, ce qui réduit les efforts de translation et augmente la durée de vie en améliorant d'usure. La face 23 pourra être recouverte d'un film en fluorure de polyvinyle (film de Tedlar ®) permettant d'assurer un bel état de surface.
Comme on le voit plus particulièrement sur la figure 4, la bande 32 n'est pas parfaitement plane mais légèrement courbée vers l'extérieur depuis sa portion amont 16 en direction de sa portion aval 20, de façon à former un élément 1 5 légèrement divergent vers l'aval, ce qui favorisera son placage contre la virole 9. De plus, la lame d'extrémité 25 est ici courbée dans le prolongement du reste de la bande 32, avec sa concavité tournée vers l'extérieur. En variante, la lame 25 pourra it être sensiblement plane mais inclinée vers l'extérieur.
La portion amont 16 de la bande 32 comprend des ouvertures 34 successives sur sa longueur, destinées au passage d'organes de fixation sur la lèvre 8.
Selon un deuxième mode de réalisation, illustré sur la figure 7, la couche extérieure 33 de la bande 32, par exemple en silicone, forme la totalité de la lame d'extrémité 25, et plus seulement une couche de couverture.
En outre, la lame 25 comprend des fentes 35 longitudinales s'étendant depuis son extrémité libre jusqu'au bourrelet 24. Ces fentes 35 permettent d'augmenter la capacité de déformation de la lame 25 et d'éviter le décollement de cette lame 25, de façon à améliorer le placage de la lame 25 contre la virole 9.
Selon un troisième mode de réalisation, illustré sur la figure 8, on prévoit non plus un bourrelet 24 annulaire continu, mais un bourrelet discontinu, formant une succession de plots 36 distincts le long de la lame 25. Sont ainsi définis entre deux plots 36 successifs des passages 37 axiaux qui permettent, en fonctionnement, de mettre en équipression les côtés intérieur et extérieur de l'élément 15. Dans le même but, on peut prévoir dans la bande 32 des orifices 38 radialement traversants, en complément ou en remplacement des passages 37.
De plus, la bande 32 comprend des fentes 39 axiales débouchant à son extrémité aval, afin d'augmenter la capacité de déformation élastique de l'élément 1 5. Afin de limiter l'impact aérodynamique des fentes 39, celles-ci peuvent être remplies d'un matériau élastomère. Par ailleurs, la lame d'extrémité 25 est ici sensiblement plane, et inclinée vers l'extérieur.
Dans la variante avantageuse représentée sur la figure 9, l'extrémité amont des fentes 39 débouche dans un orifice circulaire 40, ce qui permet d'empêcher ou de considérablement limiter les amorces de fissures en bout de fente. De préférence, les ouvertures 34 de fixation de la bande 32 sur la lèvre 8 sont situées en aval de ces orifices circulaires 40 pour ne pas solliciter en fatigue lesdits orifices 34.
En pratique, plusieurs bandes 32 (typiquement deux) sont vissées bord à bord sur la lèvre 8 et légèrement précontraintes par diminution de leur longueur (c'est-à-dire le long d'un diamètre), pour former un élément 15 de continuité aérodynamique qui pourra venir efficacement en appui contre la lèvre 8 et la virole 9. Cette compression est rendue possible par la souplesse de l'élément 15, due au seul matériau qui le constitue et/ou à la présence des fentes 39 axiales, com blées par u n matériau capable d 'absorber les déformations induites par la compression.
Lorsque la lèvre 8 est en position arrière de fonctionnement, comme illustré sur la figure 3, l'élément 15 est sensiblement tangent à la lèvre 8 et à la virole 9 contre laquelle il vient en appui radial.
Lorsque la lèvre 8 est déplacée par rapport à la virole 9 depuis la position avant de maintenance vers la position arrière de fonctionnement, le bourrelet 24 - ou les plots 36 - viennent en premier en contact avec la virole 9, plus précisément avec le chanfrein 28. De ce fait, la portion aval 20 de l'élément 15 est écartée radialement vers l'intérieur de la virole 9. Ceci permet un engagement sans difficulté de l'élément 15 à la périphérie intérieure de la virole 9, et du capot contre la section médiane 5 de la nacelle 1 , sans endommagement de la lame d'extrémité 25. En fin de mouvement de translation vers l'arrière, la lame 25, du fait de son élasticité et de son inclinaison, vient se plaquer contre la virole 9. L'élément est conçu pour permettre l'ouverture et la fermeture du capot sans démontage de pièce, et pour pouvoir supporter ces déplacements successifs pendant de nombreux cycles, par exemple de l'ordre de 3500 cycles. La présence de la lame 25 permet de compenser les décalages de positionnement axiaux et radiaux entre la lèvre 8 et la virole 9 en fournissant un moyen de couverture plaqué contre la virole 9. En prévoyant une lame souple, déformable élastiquement, et inclinée vers l'extérieur, on évite tout décollement de son extrémité aval, et on améliore de ce fait la continuité aérodynamique. La lame 25 permet de plus l'adaptation de l'élément 15 aux formes et aux tolérances de la lèvre 8 et de la virole 9.
On comprend que les caractéristiques des différents modes de réalisation décrits ci-dessus peuvent être combinées entre elles. C'est ainsi que, notamment, la bande selon le premier mode de réalisation pourrait comporter des moyens de mise en équipression, que la lame de la bande de la figure 8 pourrait être courbe, que le bourrelet de la figure 7 pourrait être discontinu, etc.
Ainsi, l'invention apporte une amélioration déterminante à la technique antérieure, en fournissant un élément permettant l'optimisation aérodynamique de l'interface entre le bord aval d'une lèvre d'entrée d'air de capot de type LFC et la virole acoustique s'étendant entre ce bord et le carter de soufflante.
Il va de soi que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus à titre d'exemples mais qu'elle comprend tous les équivalents techniques et les variantes des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Elément (15) d'aérodynamisme pour une nacelle d'aéronef, ladite nacelle (1 ) comprenant d'une part une virole (9) fixe et d'autre part une lèvre d'entrée (8) mobile axialement par rapport à la virole (9), ledit élément (15) étant souple et présentant une forme générale sensiblement cylindrique, et comprenant :
une portion amont (16) destinée à être fixée à la paroi intérieure (18) de la lèvre d'entrée (8) de la nacelle (1 ) ;
et une portion aval (20) destinée à venir en appui radial contre la face intérieure (31 ) de la virole (9) ;
caractérisé en ce que la portion aval (20) de l'élément (1 5) comporte un bourrelet annulaire (24) faisant saillie vers l'extérieur de l'élément (15) et une lame d'extrémité (25) qui, au repos, est inclinée vers l'extérieur de l'élément (15) en direction de son extrémité libre.
2. Elément selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la lame d'extrémité (25) présente une épaisseur inférieure à l'épaisseur des autres parties de l'élément (15).
3. Elément selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la lame d'extrémité (25) est sensiblement plane.
4. Elément selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la lame d'extrémité (25) est courbe avec une concavité tournée vers l'extérieur.
5. Elément selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (37, 38) de mise en équipression des côtés intérieur et extérieur de l'élément (15).
6. Elément selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de mise en équipression comprennent des orifices (38) radialement traversants ménagés dans l'élément (15).
7. Elément selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que l esd its moyens d e m ise en équipression comprennent des passages axiaux (37) ménagés dans le bourrelet annulaire (24).
8. Elément selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le bourrelet annulaire (24) est sensiblement continu.
9. Elément selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il est réalisé en matériau composite pouvant comporter au moins une armature sensiblement continue sur sa périphérie.
10. Elément selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que l'élément (1 5) comprend des fentes axiales (35, 39) débouchant à son extrémité aval, lesdites fentes étant remplies d'un matériau élastomère.
1 1 . Elément selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que l'élément (15) est réalisé en un matériau souple.
12. Elément selon l'une des revendications 1 à 1 1 , caractérisé en ce qu'il est réalisé à partir d'au moins deux bandes (32) sensiblement identiques roulées sur elles-mêmes et fixées bout à bout le long de lignes axiales pour former ensemble une forme générale sensiblement cylindrique.
13. Elément selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce qu'il comprend une portion intermédiaire (19) située entre la portion amont (16) et la portion aval (20), et en ce que la portion amont (16) présente une épaisseur supérieure à celle de la portion intermédiaire (19).
14. Nacelle d'aéronef comprenant d'une part une virole (9) fixe et d'autre part une lèvre d'entrée (8) mobile axialement par rapport à la virole (9), entre une position arrière de fonctionnement et une position avant de maintenance, caractérisé e e n ce q u ' e l l e co m p re n d u n é l é m e n t ( 1 5 ) d'aérodynamisme selon l'une des revendications précédentes, la nacelle (1 ) étant agencée de sorte que, lorsque la lèvre (8) est en position arrière, la portion amont (16) de l'élément (15) est fixée contre la face intérieure (17) de la paroi intérieure (18) de la lèvre d'entrée (8) de la nacelle (1 ), et logée dans un renfoncement (26) formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur, et la portion ava l (20) d e l 'él ément ( 1 5) est en appu i rad ia l contre l a face intérieure (21 ) de la virole (9), le bourrelet annulaire (24) étant logé dans un renfoncement (27) formé par une marche en retrait axial vers l'intérieur.
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920146B1 (fr) * 2007-08-20 2009-10-30 Aircelle Sa Nacelle a section de sortie adaptable
FR2982588B1 (fr) * 2011-11-10 2013-11-22 Aircelle Sa Panneau composite a ecope de prelevement integree
DE102014223548A1 (de) 2014-11-18 2016-05-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vollintegriertes Luftleitelement
US10077669B2 (en) * 2014-11-26 2018-09-18 United Technologies Corporation Non-metallic engine case inlet compression seal for a gas turbine engine
US10294862B2 (en) 2015-11-23 2019-05-21 Rolls-Royce Corporation Turbine engine flow path
FR3057544A1 (fr) * 2016-10-13 2018-04-20 Airbus Operations Nacelle d'aeronef comprenant une liaison entre une entree d'air et une motorisation
US11325717B2 (en) 2016-10-13 2022-05-10 Airbus Operations Sas Aircraft nacelle including a link between a conduit of an air inlet and a conduit of an engine
FR3060650B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
FR3075761A1 (fr) * 2017-12-21 2019-06-28 Airbus Operations Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline
CN112628198B (zh) * 2020-12-23 2022-09-06 沈阳理工大学 一种安装边防外翻的航空发动机多级盘及其使用方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1751550C3 (de) * 1968-06-18 1975-04-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Dichtung zwischen dem Einlauf eines Strahltriebwerkes und einem zellenfesten Aufnahmering des Einlaufgehäuses
US4022948A (en) * 1974-12-23 1977-05-10 United Technologies Corporation Resiliently coated metallic finger seals
GB9301457D0 (en) * 1993-01-26 1993-03-17 Short Brothers Plc An aircraft propulsuve power unit
FR2787509B1 (fr) * 1998-12-21 2001-03-30 Aerospatiale Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
FR2789144A1 (fr) * 1999-02-03 2000-08-04 Joint Francais Joint pour panneaux et aeronef comportant un tel joint
FR2827029B1 (fr) * 2001-07-06 2003-10-17 Airbus France Aeronef a carenage ventral et joint pour un tel aeronef
GB2385382B (en) * 2002-02-13 2006-02-15 Rolls Royce Plc A cowl structure for a gas turbine engine
ES2277716B1 (es) * 2004-12-31 2008-05-16 Airbus España, S.L. Tapa reforzada para ranuras en un contorno aerodinamico.
EP1686056B1 (fr) * 2004-12-31 2011-07-27 Airbus Operations S.L. Couvercle renforcé pour ouvertures d'un profil aérodynamique
FR2903665B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts
FR2924408B1 (fr) * 2007-12-03 2010-05-07 Airbus France Nacelle de turboreacteur et procede de controle du decollement dans une nacelle de turboreacteur
IT1390909B1 (it) * 2008-07-16 2011-10-19 Alenia Aeronautica Spa Elemento strutturale a rigidezza calcolata, con caratteristiche di assorbimento di spostamenti e copertura interstizi

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2011144836A2 *

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