EP2582959A1 - Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef - Google Patents

Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef

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EP2582959A1
EP2582959A1 EP11735897.8A EP11735897A EP2582959A1 EP 2582959 A1 EP2582959 A1 EP 2582959A1 EP 11735897 A EP11735897 A EP 11735897A EP 2582959 A1 EP2582959 A1 EP 2582959A1
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EP
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nacelle
fan casing
wall
turbojet
aircraft
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Withdrawn
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Wouter Balk
François Gallet
Nicolas Dezeustre
Olivier Kerbler
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Safran Aircraft Engines SAS
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
SNECMA SAS
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Publication date
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    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a fan casing for an aircraft turbojet engine.
  • a nacelle for a turbofan engine typically comprises an external structure 1 comprising an upstream part 3 forming an air inlet, an intermediate part 5 whose inner skin 6 is formed by the fan casing 7 of the turbojet, and a downstream portion 9 may incorporate thrust reversal means.
  • This nacelle also comprises an internal structure 1 1 comprising a fairing 13 of the engine 15 of the turbojet engine.
  • the external structure 1 defines, with the internal structure 1 1, a vein of air in the year 17, often designated by "cold air vein”, as opposed to the hot air generated by the engine 15.
  • the fan 7 consists essentially of a propeller provided with blades January 19, rotatably mounted on a fixed hub 21 connected to the fan casing 6 by a plurality of fixed arms 25, which can be distributed at 120 degrees for example.
  • the fan casing 6 whose general shape is that of a cylinder, has a significant weight that it would be important to be able to reduce.
  • the integration of the fan casing 6 in the intermediate part 5 of the external structure 1 of the nacel 1a gives rise to many fasteners, some of which are complex to implement, particularly because of the presence of the outer skin of the outer structure of the nacelle.
  • the present invention thus aims to provide a fan casing for saving overall weight and simplicity of assembly.
  • This object of the invention is achieved with an aircraft turbojet engine fan casing, which is remarkable in that the casing has a box-like shape, the radially internal wall of which is capable of forming the internal skin of the air duct. cold of a nacelle inside which said turbojet engine is intended to be mounted, and whose radially outer wall is able to form the outer skin of said nacelle.
  • this form of box allows a modular mounting of the fan casing, between the upstream and downstream parts of the nacelle; the fasteners of these upstream and downstream parts on the box are easily accessible, which contributes to the ease of assembly.
  • a rib is placed between said inner and outer walls: this reinforces the box structure
  • an intermediate bladder blade retention layer is placed between the said inner and outer skins: this skin makes it possible to retain a blade which would come off the blower, and thus avoid the complete failure of the turbojet engine and the platform which surrounds;
  • said intermediate layer may be formed of aramid fibers: this material offers an excellent weight / strength compromise.
  • the present invention also relates to an aircraft turbojet, remarkable in that it comprises a fan casing according to the foregoing.
  • the present invention also relates to a propulsion unit for aircraft, remarkable in that it comprises a nacelle whose intermediate portion is formed by a turbojet fan casing according to the foregoing.
  • FIG. 1 is a view in section of a half of a nacelle and its associated turbojet engine of the prior art, commented in the preamble of the present invention
  • FIG. 2 is a schematic view of the zone I of the assembly represented in FIG. 1,
  • FIG. 3 is a view of an area similar to FIG. 1 of a nacelle incorporating a fan casing according to the invention.
  • FIG. 4 is a diagrammatic view of zone IV of FIG. 3.
  • identical or similar references designate identical or similar members or assemblies of members.
  • the fan casing 6 has a generally cylindrical general shape, and a substantially open C-section.
  • This air flow duct 6, which is part of the interior of the nacelle, and thus part of the cold air duct 17, may be formed of metal alloy or composite material.
  • This casing 6 is a blow to the structural vocation contributing to the overall strength of the nacelle, and a blade retention function 19 of the blower 7: this casing is indeed provided sufficiently resistant to prevent the passage a blade 19 which would detach from the hub 21, and which could then ruin the entire nacelle and turbojet.
  • One or more layers 27 of material capable of withstanding the passage of a blade 19 are arranged at the outer periphery of the housing 6: the material forming these layers may be for example a composite fabric based on aramid fibers.
  • the casing 6 has a shape of box of revolution, having an inner wall 6a, an outer wall 6b, and two side walls 6c and 6d.
  • the inner wall 6a forms part of the inner skin of the nacelle, that is to say the skin that defines the cold air vein 17.
  • the outer wall 6b of the housing 6 opens on the outside of the nacelle, that is to say that it forms part of the outer skin of the intermediate portion 5 of this nacelle.
  • Each of the walls 6a to 6b may be formed of metal alloy, and / or from suitable composite material.
  • one or more layers 27 of material resistant to the passage of the blades 1 9 of the blower 7, are disposed within the box thus formed.
  • the box comprises internal partitions type 29a, 29b longitudinal and / or circumferential (see Figure 3), forming ribs and thus contributing to the strength of the box 6.
  • the box structure of the casing 6 makes it possible to minimize the thickness of the walls 6a to 6b that it forms, while retaining an excellent structural strength, supplemented with resistance to the penetration of blades 19 provided by the layers of material 27 arranged inside this box.
  • this box 6 constitutes a kind of module forming the entire thickness of the nacelle, and being placed between the upstream part 3 of the nacelle, forming a gateway. air, and a downstream portion 31 of the housing, on which can be fixed the deflection edge 33 of a thrust reverser.
  • housing 6 allows its simplified integration into the rest of the nacelle, and the easy implementation of appropriate fastening means with parts 3 and 31.
  • the inner wall 6a and / or the outer wall 6b of the casing 6, each have a function of blade retention 19, which is added to and / or substituted for that of the layers of material 27.
  • the casing 6 it is also possible for the casing 6 to extend upstream to the air intake and / or downstream to the deflection edge.

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Abstract

Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'il présente une forme de caisson (6), dont la paroi radialement intérieure (6a) est apte à former la peau interne de la veine d'air froid (17) d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure (6b) est apte à former la peau externe de ladite nacelle.

Description

Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef
La présente invention se rapporte à un carter de soufflante pour turboréacteur d'aéronef.
Comme cela est connu en soi, et représenté à la figure 1 ci-jointe, une nacelle pour turboréacteur à double flux comprend classiquement une structure externe 1 comportant une partie amont 3 formant entrée d'air, une partie interméd iaire 5 dont la peau interne 6 est formée par le carter de la soufflante 7 du turboréacteur, et une partie aval 9 pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée.
Cette nacelle comporte par ailleurs une structure interne 1 1 comportant un carénage 13 du moteur 15 du turboréacteur.
La structure externe 1 défin it, avec la structure interne 1 1 , une veine d 'a ir an n u la ire 1 7, souvent désig née par « veine d 'air froid », par opposition à l'air chaud engendré par le moteur 15.
La soufflante 7 consiste essentiellement en une hélice munie de pales 1 9, montée rotative sur un moyeu fixe 21 relié au carter de soufflante 6 par une plural ité de bras fixes 25, pouvant être répartis à 120 degrés par exemple.
En amont de ces bras fixes se trouvent des aubes de redressement de flux 23, appelées aussi OGV (« Outlet Gu ide Vanes »), permettant de redresser le flux d'air froid engendré par la soufflante 7.
Le carter de soufflante 6, dont la forme générale est celle d'un cylindre, présente un poids important qu'il importerait de pouvoir réduire.
De pl us, l ' intég ration du carter de soufflante 6 dans la partie interméd ia ire 5 de la structu re externe 1 de la nacel le, donne l ieu à de nombreuses fixations dont certaines sont complexes à mettre en œuvre, du fait notamment de la présence de la peau extérieure de la structure externe de la nacelle.
La présente invention vise ainsi à fournir un carter de soufflante permettant de gagner en poids global, et en simplicité de montage.
On atteint ce but de l'invention avec un carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce que ce carter présente une forme de caisson , dont la paroi rad ialement intérieure est apte à former la peau interne de la veine d'air froid d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure est apte à former la peau externe de ladite nacelle.
Grâce à cette structure de caisson, on peut obtenir une excellente tenue structurale du carter de soufflante, avec des peaux très minces, dont le poids global est inférieur à celui d'un carter classique.
Comme de plus la paroi extérieure de ce caisson se substitue à la peau externe de la partie correspondante de la nacelle, le bilan pondéral global s'en trouve encore amélioré.
A noter de plus que cette forme de caisson permet un montage modulaire du carter de soufflante, entre les parties amont et aval de la nacelle ; les fixations de ces parties amont et aval sur le caisson sont aisément accessibles, ce qui contribue à la facilité d'assemblage.
Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de ce carter de soufflante selon l'invention :
- un nervurage est placé entre lesdites parois interne et externe : ceci permet de renforcer la structure de caisson ;
- a u mo in s l ' u n e d esd ites pa rois est formée en m atéria u composite : ceci permet de gagner en poids ;
- une couche intermédiaire de rétention de pale de soufflante est placée entre lesdites peaux interne et externe : cette peau permet de retenir une pale qui se détacherait de la soufflante, et d'éviter ainsi la ruine complète du turboréacteur et de la nacelle qui l'entoure ;
- ladite couche intermédiaire peut être formée en fibres d'aramide : ce matériau offre un excellent compromis poids/résistance.
La présente invention se rapporte également à un turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'il comprend un carter de soufflante conforme à ce qui précède.
La présente invention se rapporte également à un ensemble propulsif pour aéronef, remarquable en ce qu'il comprend une nacelle dont la partie intermédiaire est formée par un carter de soufflante de turboréacteur conforme à ce qui précède.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées, dans lesquelles : - la figure 1 est une vue en coupe d'une moitié de nacelle et de son turboréacteur associé de l'art antérieur, commenté en préambule de la présente invention,
- la figure 2 est une vue schématique de la zone I I de l'ensemble représenté à la figure 1 ,
- la figure 3 est une vue d'une zone analogue à la ,zone I I I de la figure 1 , d'une nacelle incorporant un carter de soufflante selon l'invention, et
- la figure 4 est une vue schématique de la zone IV de la figure 3. Su r l 'ensemble de ces fig ures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
On notera par ailleurs que l'on a pris soin de représenter sur ces fig ures un repère à trois axes X Y Z, ces trois axes étant représentatifs respectivement des directions longitudinale, transversale, et verticale de la nacelle, lorsqu'elle est installée sur un aéronef.
Comme cela est visible sur la figure 2, dans un ensemble classique de nacelle et de turboréacteur, le carter de soufflante 6 présente une forme générale sensiblement cylindrique, et une section sensiblement en C ouvert.
Ce ca rter d e souffla nte 6 , q u i défi n it u ne partie d e la pea u intérieure de la nacelle, et donc une partie de la veine d'air froid 1 7, peut être formé en alliage métallique ou en matériau composite.
Ce carter d e souffl a nte 6 a à l a fo is u ne vocation structurale contribuant à la résistance générale de la nacelle, et une fonction de rétention d e pales 19 de la soufflante 7 : ce carter est en effet prévu suffisamment résistant pour empêcher le passage d'une pale 19 qui se détacherait du moyeu 21 , et qui pourrait alors ruiner l'ensemble de la nacelle et du turboréacteur.
Une ou plusieurs couches 27 de matériau apte à résister à la traversée d'une pale 19 sont disposés à la périphérie extérieure du carter 6 : le matériau formant ces couches peut être par exemple un tissu composite à base de fibres d'aramide.
On se reporte à présent aux figures 3 et 4, sur lesquelles on peut voir une nacelle incorporant un carter de soufflante selon l'invention.
Comme cela est visible sur ces deux figures, à la différence de l'agencement classique des figures 1 et 2, le carter 6 présente une forme de caisson de révolution, comportant une paroi interne 6a, une paroi externe 6b, et deux parois latérales 6c et 6d.
La paroi interne 6a forme une partie de la peau interne de la nacelle, c'est-à-dire de la peau qui définit la veine d'air froid 17.
La paroi externe 6b du carter 6 débouche sur l'extérieur de la nacelle, c'est-à-dire qu'elle forme une partie de la peau externe de la partie intermédiaire 5 de cette nacelle.
Chacune des parois 6a à 6b peut être formée à base d'alliage métallique, et/ou à partir de matériau composite approprié.
On peut de pl us prévoir qu'une ou plusieu rs couches 27 de matériau résistant à la traversée des pales 1 9 de la soufflante 7, soient disposées à l'intérieur du caisson ainsi formé.
On peut également prévoir que le caisson comporte des cloisons internes type 29a, 29b longitudinale et/ou circonférentielle (voir figure 3), formant nervurage et contribuant ainsi à la résistance du caisson 6.
La structure en caisson du carter 6 permet de minimiser l'épaisseur des parois 6a à 6b qu'il forme, tout en conservant une excellente résistance structurale, complétée d'une résistance à la traversée de pales 19 procurée par les couches de matériau 27 disposées à l'intérieur de ce caisson.
De plus, comme on peut le comprendre à la lumière de ce qui précède, ce caisson 6 constitue une sorte de module formant toute l'épaisseur de la nacelle, et venant se placer entre la partie amont 3 de la nacelle, formant entrée d'air, et une partie aval 31 de carter, sur laquelle peut être fixé le bord de déviation 33 d'un inverseur de poussée.
Ce caractère modulaire du carter 6 permet son intégration simplifiée dans le reste de la nacelle, et la mise en place aisée de moyens de fixation appropriés avec les parties 3 et 31 .
On comprend donc que le carter de soufflante selon l'invention permet d'obtenir un meilleur compromis poids/résistance structurale que les carters de la technique antérieure, ainsi qu'un montage modulaire nettement facilité.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés.
C'est ainsi par exemple que l'on pourrait envisager que la paroi interne 6a et/ou la paroi externe 6b du carter 6, ait chacune une fonction de rétention de pales 19, venant s'ajouter et/ou se substituer à celle des couches de matériau 27.
C'est ainsi également que l'on pourrait envisager que le carter 6 en caisson s'étende en amont jusqu'à l'entrée d'air, et/ou en aval jusqu'au bord de déviation.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, caractérisé en ce qu'il présente une forme de caisson (6), dont la paroi radialement intérieure (6a) est apte à former la peau interne de la veine d'air froid (17) d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure (6b) est apte à former la peau externe de ladite nacelle, ce caisson (6) constituant une sorte de module apte à former toute l'épaisseur d'une nacelle, et apte à venir se placer entre une partie amont de la nacelle, formant entrée d'air, et une partie aval de carter, sur laquelle peut être fixé un bord de déviation d'un inverseur de poussée.
2. Carter de soufflante selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comprend un nervurage (29a, 29b) placé entre lesdites parois interne (6a) et externe (6b).
3. Carter selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins l'une desdites parois (6a, 6b) est formée en matériau composite.
4. Carter selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une couche intermédiaire (27) de rétention de pale de soufflante (19) placée entre lesdites parois interne (6a) et externe (6b).
5. Carter selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite couche intermédiaire (27) est formée en fibres d'aramide.
6. Turboréacteur d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un carter de soufflante (6) conforme à l'une quelconque des revendications précédentes.
7. Ensemble propulsif pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une nacelle dont la partie intermédiaire est formée par un carter de soufflante (6) de turboréacteur conforme à la revendication 6.
8. Ensemble propulsif selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit carter s'étend jusqu'au bord de déviation de ladite nacelle.
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