EP2627561A1 - Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef - Google Patents

Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef

Info

Publication number
EP2627561A1
EP2627561A1 EP11779788.6A EP11779788A EP2627561A1 EP 2627561 A1 EP2627561 A1 EP 2627561A1 EP 11779788 A EP11779788 A EP 11779788A EP 2627561 A1 EP2627561 A1 EP 2627561A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
casing
assembly
attachment
suspension
aircraft
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Withdrawn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
EP11779788.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Hervé HURLIN
Nicolas Dezeustre
Wouter Balk
Gilles Charier
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 Aircraft Engines SAS
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
SNECMA SAS
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, SNECMA SAS filed Critical Aircelle SA
Publication of EP2627561A1 publication Critical patent/EP2627561A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads

Definitions

  • the present invention relates to a suspension of an aircraft propulsion unit to a structural element of the aircraft, such as a wing or the fuselage of this aircraft for example and, more particularly to a suspension assembly of this suspension on said propulsion assembly.
  • a propulsion unit for an aircraft comprising a turbofan engine mounted inside a nacelle delimiting a flow vein of a secondary flow can be mounted at various points of the aircraft while being attached to a mast. belonging to the structure of the latter.
  • the loads to be considered are oriented along the three main directions (forces and moments). These are in particular the mass or inertia loads of the engine, its thrust, the aerodynamic loads and the loads due to an incidental or accidental operation (Fan blade Off, crash, ).
  • the charges to be transmitted also include the resumption of the rotational torque around the axis of the motor.
  • attachment means must also absorb the deformations experienced by the engine during the various phases of flight due in particular to dimensional changes due to thermal expansion or contraction and mechanical stress.
  • a suspension mode for example, consists in hooking the engine to a mast arranged between the turbojet engine and the wing of the aircraft having an elongated and rigid box shape capable of transmitting the forces (forces and moments) along the three directions axial, lateral and vertical between the turbojet engine and the structure of the aircraft, the axis being that of the engine.
  • This mast extending in a vertical plane passing through the longitudinal axis of the engine comprises means of suspension of the engine through which pass all the forces (forces and moments) transmitted between the engine and the aircraft.
  • suspension means comprise an upstream engine attachment fixed in particular to the intermediate casing of the turbojet engine and a downstream engine attachment fixed in particular to the exhaust casing of the turbojet engine.
  • crankcases 100 mounted on the casings, as illustrated in a particular example of the intermediate casing 120 of the prior art in FIG.
  • a catching cap 100 is fixed to the outer shell 121 of intermediate casing 120 by fastening means 160 extending radially through the outer shell of the casing 120.
  • These fastening means 160 comprise nut screw type screw means.
  • the stresses exerted on the interface between the intermediate casing 120 and the attachment cap 100 may, in the case of a casing formed of composite material, cause deterioration of the composite structure, such as delamination.
  • This assembly also imposes the removal of suspensions and therefore the engine if it is desired to disassemble a straightening blade 125.
  • An object of the present invention is to overcome the problems defined above.
  • the present invention is intended to provide a simple solution, effective and inexpensive to these problems.
  • the invention proposes an attachment assembly of a suspension of an aircraft propulsion assembly intended to be suspended from a structural element of an aircraft, said propulsion assembly comprising a turbojet engine having a longitudinal axis, said attachment assembly comprising at least one suspension hooking cap to a casing of said remarkable propulsion unit in that the attachment cap is fixed to said casing by means adapted to form a connection between the attachment screed and the housing on the outer periphery of said housing.
  • the assembly may comprise one or more of the following characteristics, taken separately or in any technically possible combination:
  • said means are adapted to form a connection between the attachment screed and the casing along an axis parallel to the longitudinal axis of the turbojet engine;
  • said means forming an axial connection along the longitudinal axis of the turbojet engine comprise:
  • At least one second eyelet intended to be secured to the outer periphery of the casing fastening means adapted to traverse said first and second eyelets along the longitudinal axis of the turbojet engine; said first eyelet is made in a fin attached to an ear of the yoke;
  • said second eyelet is made in a peripheral outer structure element of the casing intended to carry this eyelet;
  • peripheral outer structure element of the casing is a connection flange, a stiffener or a dedicated structure
  • the casing is a fan casing, an intermediate casing or an exhaust casing
  • peripheral outer structure member of the housing is formed on an outer shell of the intermediate casing.
  • the invention also proposes a propulsion unit comprising a rboreactant suspended from a structural element of an aircraft by means of a suspension comprising, in addition, an assembly for attaching said suspension to a crankcase. propulsion assembly as mentioned above.
  • FIG. 1 is a schematic side view of a suspension of an aircraft propulsion system
  • FIG. 2 is a diagrammatic perspective view of suspension screeds mounted on a casing of the propulsion unit of FIG. 1;
  • FIGS. 3 and 4 are cross-sectional views of the connection between an intermediate casing and a hanging bar of a suspension of the propulsion unit of FIG. 1 respectively of the prior art and according to one embodiment of the present invention.
  • X is called the longitudinal direction of the turbojet engine.
  • Y is called the direction comparable to the transverse direction of the turbojet, and Z is the vertical or height direction, these three d irections X, Y and Z being orthogonal to each other.
  • upstream and downstream are to be considered with respect to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbojet engine.
  • an aircraft propulsion unit comprises a nacelle surrounding a turbojet engine, both of which have a main longitudinal axis.
  • the turbojet comprises a fan delivering an annular air flow with a primary flow that supplies the motor driving the fan and a secondary flow that is ejected into the atmosphere while providing a large fraction of the thrust of the aircraft.
  • the fan is contained in an outer casing which channels downstream the secondary flow, this flow passing through a wheel driven in rotation inside an intermediate intermediate housing to a median section of the nacelle.
  • Such a casing is illustrated in FIG. 1 with the general reference 120.
  • the nacelle typically comprises an air inlet upstream structure, a median structure surrounding blades of the turbojet fan, and a downstream structure that can incorporate thrust reversal means.
  • This nacelle also comprises an internal structure comprising a fairing of the engine downstream of the blades of the fan and which defines, with the downstream structure, an annular air stream through which the secondary air flow is intended to circulate. , as opposed to the hot primary flow generated by the engine.
  • the blower is rotatably mounted on a fixed hub which can be connected to the fan casing by a plurality of fixed arms which can transmit a part of the forces between the motor and its support.
  • there are flow straightening vanes also called OGV (acronym for "Outlet Guide Vanes”), for straightening the secondary flow generated by the fan and possibly transmitting the forces to the fan casing.
  • the intermediate casing 120 is thus a structural element which comprises the hub, an annular outer shell 121 which supports the shell of the fan casing at its downstream end, any radial connecting arms which connect the hub to the outer shell 121 and OGVs .
  • vein of the secondary flow is delimited internally by a cylindrical envelope which surrounds the body of the engine and which extends from the hub of the intermediate casing 120 to an exhaust casing 30 located at the outlet of the turbine.
  • the turbojet of the propulsion unit is suspended from a structural element of the aircraft, under a wing for example, by means of a mast 10 which extends substantially in a vertical plane passing through the longitudinal axis of the turbojet engine. in the space between the engine body and the wing of the aircraft.
  • a mast 10 which extends substantially in a vertical plane passing through the longitudinal axis of the turbojet engine. in the space between the engine body and the wing of the aircraft.
  • the proposed invention can perfectly any other type of turbojet attachment, for example on the fuselage or empennage.
  • This mast 10 has a rigid structure, often of the "box” type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars and side panels connected to each other.
  • Suspension means 20 are provided to be interposed between the turbojet engine and the mast 10, in order to transmit the forces (forces and moments) between the turbojet engine and the aircraft.
  • suspension means 20 which are all parts or bodies ensuring the attachment of the engine and the transmission of forces (forces and moments) between the engine and the mat 10, generally comprise at least one upstream engine attachment 21 between the outer shell 121 of the intermediate casing and the mast 20 and a downstream engine attachment 22 between the outer shell 31 of the exhaust casing 30 and the mast 20.
  • a thrust recovery or transmission device comprising two rods that can be interconnected by a spreader and mounted, for example, upstream of the fan casing and the downstream engine attachment can also be provided.
  • Each upstream engine attachment 21 ensures the transmission of a portion of the mechanical forces (forces and moments) in the three directions between the turbojet engine and the aircraft.
  • Each downstream motor attachment 22 is arranged to also provide part of the mechanical forces (forces and moments).
  • engine fasteners 21, 22 can be made in any form known to those skilled in the art, such as, for example, that relating to the assembly of shackles and fittings intended to cooperate with a hinge system, of the connecting rod type. .
  • All of these engine fasteners 21, 22 is generally isostatic and provided with fail-safe systems in Anglo-Saxon terms ensuring the redundancy of the transmission of forces (force and moments).
  • non-isostatic solutions as well as non-fail-safe solutions may exist.
  • an attachment screed 100 intended to cooperate with the suspension means and more particularly with an upstream engine attachment adapted to be fixed to the outer shell 121 of the intermediate casing 120.
  • each yoke 100 is adapted to fix the outer ring 121 at the lower ends of the yoke.
  • suspension rods whose upper ends are mounted on a fitting 50 disposed in a plane transverse to the axis X of the engine.
  • each attachment screed 100 of the motor fasteners 20 is fixed on the circumference of the outer shell 121 of the casing 120 by means of the same for the foil and so on. fastener 100 and said housing 120 at the outer periphery of the shell 121.
  • the link is a link along an axis parallel to the axis X of the turbojet engine.
  • the link is along an axis that is not parallel to the axis X of the turbojet engine.
  • Each attachment screed 100 may be described as follows.
  • Each yoke 100 comprises two parallel lugs 101 inclined relative to a plane YZ, and intended to cooperate with a constituent element of the suspension means.
  • At least one of these ears 101 is extended by a fin 102 projecting in a plane transverse to the corresponding ear 1 1 and in a non-limiting example directed substantially along the axis X.
  • this fin 102 is provided at least one eyelet 103 adapted to receive fastening means 130 for securing the yoke 100 to the outer shell 121 of the intermediate casing 120.
  • the outer shell 121 of the intermediate casing 120 comprises, for its part, at least one structural element protruding outwardly at its periphery and preferably at least two structural elements placed respectively upstream and downstream of the yoke. hanging 100.
  • such a structural element may be a connecting flange 122 protruding outwardly around its periphery and, preferably, at least two connecting flanges 122 placed respectively upstream and downstream of the screed. hanging 100.
  • Each connecting flange 122 comprises a connection portion formed in a brid es extending to a radial direction, substantially in a plane YZ, in which is formed at least one eyelet 123 opposite an eyelet 103 of the attachment screed 100.
  • connecting flanges 122 may be integrated in the housing 120, for example, by being formed in one piece or fastened by welding or riveting for example to this intermediate casing 120.
  • Each connecting flange 122 and each fin 102 of the yoke 100 are made integral by fastening means 130 adapted to pass through the eyelets 103,123 opposite each of the flange 122 and the fin 102, this parallel to the axis X of the turbojet or not.
  • fastening means 130 may be any known means, for example of screw-nut type screwing means or any other element adapted to secure each flange 122 of the outer shell 120 with a fin 102 of the attachment screed 100.
  • connecting flanges 122 may be formed of composite materials at the same time as the housing 120.
  • the structural element which extends outwardly to the periphery of the outer shell 121 of the intermediate casing 120 may be a stiffener or any dedicated structure, whatever their length, and intended to carry a carnation.
  • connection flanges 1 22 can be applied to the other variants of the structural element.
  • fastening means 130 these can also act as positioning centering elements.
  • the arrangement of the means forming an axial connection is symmetrical or mounted in anyone on either side of each attachment cap 100.
  • the outer shell 121 of the intermediate casing 120 is attached to the fan casing 140 at its upstream end, also thanks to peripheral annular coupling ducts 124, 141 placed respectively on the upstream end of the outer shell. 121 and on the downstream end of the fan casing 140.
  • Each connecting flange 124, 141 comprises a first flange-forming connecting portion extending along a radial direction and a second substantially cylindrical tubular connecting portion extending in the direction X of the turbojet, so that the section length of the connection flange is L-shaped.
  • connection flanges can be proposed.
  • Each of the connecting flanges 124, 141 protruding outwardly at the periphery of the outer shroud 121 and the fan casing 140 are pressed against each other by suitable fastening means 150, parallel or not to the axis.
  • the connecting flange 124 of the outer ring 121 is thus connected by any known means, such as screwing means, to the connection flange 141 of the fan casing 140.
  • connection flanges 124, 141 may be associated with centering means for centering the intermediate casing 120 with respect to the fan casing 140.
  • the invention is not limited to the embodiments of the device described above as examples, but it encompasses all possible variants.
  • the present invention can be applied to any casing on which are intended to be mounted attachment screeds 100 of suspension means of a propulsion unit on an aircraft structural element.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Mutual Connection Of Rods And Tubes (AREA)

Abstract

L'invention concerne un ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef destiné à être suspendu à un élément de structure d'un aéronef, ledit ensemble propulsif comprenant un turboréacteur présentant un axe longitudinal, ledit ensemble d'accrochage comprenant au moins une chape d'accrochage (100) de la suspension à un carter (120) dudit ensemble propulsif caractérisé en ce que la chape d'accrochage (100) est fixée audit carter (120) par des moyens adaptés pour former une liaison entre ladite chape d'accrochage (100) et ledit carter (120) à la périphérie extérieure dudit carter (120).

Description

Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef
La présente invention concerne une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef à un élément de structure de l'aéronef, telle qu'une aile ou le fuselage de cet aéronef par exemple et, plus particulièrement un ensemble d'accrochage de cette suspension sur ledit ensemble propulsif.
Un ensemble propulsif pour un aéronef comprenant un moteur à turboréacteur à double flux monté à l'intérieur d'une nacelle délimitant une veine d'écoulement d'un flux secondaire peut être monté à divers endroits de l'avion en étant accroché à un mât appartenant à la structure de ce dernier.
Il peut ainsi être suspendu sous les ailes, fixé au fuselage ou monté dans l'empennage par des moyens d'accrochage qui permettent de transmettre à cette aile notamment les efforts mécaniques entre le moteur et la structure de l'avion, efforts générés par le moteur et efforts en provenance de la nacelle transmis par le moteur pendant ses différents régimes de fonctionnement.
Les charges à prendre en considération sont orientées selon les trois directions principales (forces et moments). Ce sont notamment les charges massiques ou d'inertie du moteur, sa poussée, les charges aérodynamiques et les charges dues à un fonctionnement incidentel ou accidentel (Fan blade Off, crash, ...). Les charges à transmettre comprennent aussi la reprise du couple de rotation autour de l'axe du moteur.
Ces moyens d'accrochage doivent en outre absorber les déformations subies par le moteur pendant les différentes phases du vol en raison notamment des variations dimensionnelles dues aux dilatations ou contractions thermiques et des sollicitations mécaniques.
Un mode de suspension, par exemple, consiste à accrocher le moteur à un mât agencé entre le turboréacteur et l'aile de l'aéronef ayant une forme de caisson allongé et rigide capable de transmettre les efforts (forces et moments) selon les trois directions axiale, latérale et verticale entre le turboréacteur et la structure de l'aéronef, l'axe étant celui du moteur. Ce mât s'étendant da ns u n plan vertical passant par l'axe longitudinal du moteur comprend des moyens de suspension du moteur par lesquels passent tous les efforts (forces et moments) transmis entre le moteur et l'aéronef.
Ces moyens de suspension comprennent une attache moteur amont fixée en particul ier sur le carter intermédiaire du turboréacteur et une attache moteur aval fixée en particu l ier su r le carter d'échappement du turboréacteur.
Ces attaches sont montées su r les carters susmentionnés par l'intermédiaire de chapes d'accrochage 100 montées sur les carters, comme illustré dans un exemple particulier du carter intermédiaire 120 de l'art antérieur sur la figure 3.
On observe, sur cette figure, qu'une chape d'accrochage 100 est fixée sur la virole externe 121 de carter intermédiaire 120 par des moyens de fixation 160 traversant radialement la virole externe du carter 120.
Ces moyens de fixation 160 comprennent des moyens de vissage de type vis écrous.
Ces moyens de fixation traversent, également, les aubes de redressement de flux 125 fixées au carter intermédiaire 120 dans la mesure où les chapes 100 sont montées en regard de ces aubes 125.
Or, un tel montage des chapes d'accrochage 100 sur un carter 120 n'est pas satisfaisant.
Les contraintes exercées à l'interface entre le carter intermédiaire 120 et la chape d'accrochage 100 peuvent engendrer, dans le cadre de carter formé de matériau composite, une détérioration de la structure composite, tel qu'un délaminage.
La fiabilité des montages des chapes d'accrochage sur le carter s'en trouve affectée
Ce montage impose également la dépose des suspensions et donc du moteur si on souhaite démonter une aube de redressement 125.
Un but de la présente invention est de pallier les problèmes définis ci-dessus. La présente invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et peu coûteuse à ces problèmes.
Il est également désirable de proposer un ensemble d'accrochage permettant de s'affranchir de toute liaison entre les aubes de redressement de flux et les chapes d'accrochages de la suspension interposée entre l'ensemble propulsif et le mât destiné à le porter.
A cet effet, l'invention propose un ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef destiné à être suspendu à un élément de structure d'un aéronef, ledit ensemble propulsif comprenant un turboréacteur présentant un axe longitudinal, ledit ensemble d'accrochage comprenant au moins une chape d'accrochage de la suspension à un carter dudit ensemble propulsif remarquable en ce que la chape d'accrochage est fixée audit carter par des moyens adaptés pour former une liaison entre la chape d'accrochage et le carter à la périphérie extérieure dudit carter.
Grâce à la présente invention, on limite les risques de détérioration du carter liés aux liaisons de montage du carter avec les chapes d'accrochage, en supprimant toute liaison de montage entre la chape d'accrochage et le carter à l'intérieur dudit carter. Selon des modes particuliers de réalisation, l'ensemble peut comprendre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles :
- lesdits moyens sont adaptés pour former une liaison entre la chape d'accrochage et le carter selon un axe parallèle à l'axe longitudinal du turboréacteur ;
- lesdits moyens formant une liaison axiale selon l'axe longitudinal du turboréacteur comprennent :
-au moins un premier œillet destiné à être solidarisé à la chape d'accrochage
-au moins un second œillet destiné à être solidarisé à la périphérie externe du carter -des moyens de fixation adaptés pour traverser lesdits premier et second œillets selon l'axe longitudinal du turboréacteur ; - ledit premier œillet est réalisé dans une ailette solidaire d'une oreille de la chape ;
- ledit second œillet est réal isé dans un élément dé structure extérieur périphérique du carter destiné à porter cet oeillet;
- ledit élément de structure extérieur périphérique du carter est une bride de raccordement, un raidisseur ou une structure dédiée ÷
- l'agencement des moyens formant une liaison axiale est identique de part et d'autre de chaque chape d'accrochage ou monté en quinconce;
- le carter est un carter de soufflante, un carter intermédiaire ou un carter d'échappement ;
- ledit élément de structure extérieur périphérique du carter est ménagé sur une virole externe du carter intermédiaire.
L'invention propose également un ensemble propulsif comprenant u n tu rboréacteu r suspendu à un élément de structu re d 'u n aéronef par l'intermédiaire d'une suspension comprenant, en outre, un ensemble d'accrochage de ladite suspension sur un carter de l'ensemble propulsif tel que précité.
D'autres aspects, buts et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée suivante de formes de réalisation préférées de celle-ci, donnée à titre d'exemple non limitatif et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique latérale d'une suspension d'un système propulsif d'aéronef;
- la figure 2 est une vue schématique en perspective de chapes d'accrochages d'une suspension montées sur un carter de l'ensemble propulsif de la figure 1 ;
- les figures 3 et 4 sont des vues en coupe de la liaison entre un carter interm éd ia i re et u n e cha pe d'accrochage d'une suspension de l'ensemble propulsif de la figure 1 respectivement de l'art antérieur et selon un mode de réalisation de la présente invention.
Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale du turboréacteur. D'autre part, on appelle Y la direction assimilable à la direction transversale du turboréacteur, et Z la direction verticale ou de la hauteu r, ces trois d irections X, Y et Z étant orthogonales entre-elles.
D'autre part, les termes "amont" et "aval" sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par le turboréacteur.
De façon classique, un ensemble propulsif d'aéronef comprend une nacelle entourant un turboréacteur qui présentent tous les deux un axe longitudinal principal.
Comme cela est connu en soi, le turboréacteur comprend une soufflante délivrant un flux d'air annulaire avec un flux primaire qui alimente le moteur entraînant la soufflante et un flux secondaire qui est éjecté dans l'atmosphère tout en fournissant une fraction importante de la poussée de l'aéronef.
La soufflante est contenue dans un carter extérieur qui canalise vers l'aval le flux secondaire, ce flux traversant une roue entraînée en rotation à l'intérieur d'un carter intermédiaire appartement à une section médiane de la nacelle. Un tel carter est illustré sur la figure 1 avec la référence générale 120.
Pour rappel, la nacelle comprend typiquement une structure amont d'entrée d'air, une structure médiane entourant des aubes de la soufflante du turboréacteur, et une structure aval pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée.
Cette nacelle comporte, par ailleurs, une structure interne comportant un carénage du moteur en aval des aubes de la soufflante et qui définit, avec la structure aval, une veine d'air annulaire au travers duquel le flux d'air secondaire est destiné à circuler, par opposition au flux primaire chaud engendré par le moteur. La soufflante est montée rotative sur un moyeu fixe qui peut être relié au carter de soufflante par u ne pl u ral ité de bras fixes qui peuvent transmettre une partie des efforts entre le moteur et son support. Dans cette zone, se trouvent des aubes de redressement de flux, appelées aussi OGV (acronyme de « Outlet Guide Vanes »), permettant de redresser le flux secondaire engendré par la soufflante et éventuellement de transmettre les efforts vers le carter de soufflante.
Le carter intermédiaire 120 est ainsi un élément structural qui comprend le moyeu, une virole externe 121 annulaire qui supporte la virole du carter de soufflante à son extrémité aval, les éventuels bras de liaison radiaux qui relient le moyeu à la virole externe 121 et les OGVs.
Par ailleurs, la veine du flux secondaire est délimitée intérieurement par une enveloppe cylindrique qui entoure le corps du moteur et qui s'étend depuis le moyeu du carter intermédiaire 120 jusqu'à un carter d'échappement 30 situé en sortie de la turbine.
Le turboréacteur de l'ensemble propulsif est suspendu à un élément de structure de l'aéronef, sous une aile par exemple, au moyen d'un mât 10 qu i s'étend sensiblement dans u n plan vertical passant par l'axe longitudinal du turboréacteur, dans l'espace situé entre le corps du moteur et l'aile de l'aéronef. Toutefois, l'invention proposée peut parfaitement à tout autre type d'attache de turboréacteur, par exemple sur le fuselage ou l'empennage.
Ce m ât 10 comporte une structure rigide, souvent du type "caisson", c'est-à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieurs et inférieurs et de panneaux latéraux raccordés entre eux.
Des moyens de suspension 20 sont prévus pour être interposés entre le turboréacteur et le mât 10, ceci afin de transmettre les efforts (forces et moments) entre le turboréacteur et l'aéronef.
Ces moyens de suspension 20 qui sont l'ensemble des pièces ou organes assurant la fixation du moteur et la transmission des efforts (forces et moments) entre le moteur et le mat 10, comprennent généralement au moins une attache moteur amont 21 entre la virole externe 121 du carter intermédiaire et le mât 20 et une attache moteur aval 22 entre la virole externe 31 du carter d'échappement 30 et le mât 20.
Un dispositif de reprise ou transmission de poussée comprenant deux bielles pouvant être reliées entre elles par un palonnier et montées, par exemple, en amont sur le carter de soufflante et sur l'attache moteur aval peut également être prévu.
Chaque attache moteur amont 21 assure la transmission d'une partie des efforts mécaniques (forces et moments) dans les trois directions entre le turboréacteur et l'aéronef.
Chaque attache moteu r aval 22 est agencée pour assurer également une partie des efforts mécaniques (forces et moments).
Ces attaches moteur 21 ,22 peuvent être réalisées selon toute forme connue de l'homme du métier, telle que, par exemple, celle relative à l'assemblage de manilles et de ferrures destinées à coopérer avec un système d'articulation, de type bielles.
Ce sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur, et connus de l'homme du métier. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée.
L'ensemble de ces attaches moteur 21 ,22 est généralement isostatique et muni de systèmes fail-safe en termes anglo saxons assurant la redondance de la transmission des efforts (force et moments). Toutefois, des solutions non isostatiques ainsi que des solutions non fail-safe peuvent exister.
Ces deux types d'attaches 21 ,22 sont montés sur le turboréacteur par l ' interméd ia ire de chapes d'accrochage 100 fixées sur le carter de soufflante, le carter intermédiaire 120 et/ou le carter d'échappement 30.
En référence aux fi g u re s 2 et 4, on observe une chape d'accrochage 100 destinée à coopérer avec les moyens de suspension et, plus particulièrement avec une attache moteur amont prévue pour être fixer à la virole externe 121 du carter intermédiaire 120.
En prenant un exemple d'une attache moteur avec un système d'articulation de type bielles comme illustré sur la figure 1 , chaque chape 100 est adaptée pour fixer la virole externe 121 aux extrémités inférieures de biellettes de suspension dont les extrémités supérieures sont montées sur une ferrure 50 disposée dans un plan transversal par rapport à l'axe X du moteur.
Selon l'invention, chaque chape d'accrochage 100 des attaches moteur 20 est fixée sur la circonférence de la virole externe 121 du carter 120 pa r d es m oyen s ad a ptés po u r fo rm e r u n e l ia i so n e ntre l adite chape d'accrochage 100 et ledit carter 120 à la périphérie externe de la virole 121 .
Dans un mode de réalisation, la liaison est une liaison selon un axe parallèle à l'axe X du turboréacteur.
Dans une variante de réalisation, la liaison est selon un axe non parallèle à l'axe X du turboréacteur.
Chaque chape d'accrochage 100 peut être décrite de la façon suivante.
Chaque chape 100 comprend deux oreilles 101 parallèles inclinées par rapport à un plan YZ, et destinées à coopérer avec un élément constitutif des moyens de suspension.
Au moins l'une de ces oreilles 101 est prolongée, par une ailette 102 en saillie dans un plan transversal à l'oreille correspondante 1 1 et dans un exemple non limitatif dirigée sensiblement selon l'axe X.
Dans cette ailette 102 est ménagée au moins un œillet 103 adapté pour recevoir des moyens de fixation 130 destinés à solidariser la chape 100 à la virole externe 121 du carter intermédiaire 120.
La virole externe 121 du carter intermédiaire 120 comprend, pour sa part, au moins un élément de structure en saillie vers l'extérieur à sa périphérie et de préférence, au moins deux éléments de structure placés respectivement en amont et en aval de la chape d'accrochage 100.
Dans une première variante de réalisation, un tel élément de structure peut être une bride de raccordement 122 en saillie vers l'extérieur à sa périphérie et, de préférence, au moins deux brides de raccordement 122 placées respectivement en amont et en aval de la chape d'accrochage 100.
Chaque bride de raccordement 122 comprend une portion de raccordement form a nt brid e s 'étend a nt su iva nt u n e d i rection rad iale, sensiblement dans un plan YZ, dans laquelle est ménagé au moins un œillet 123 en regard d'un œillet 103 de la chape d'accrochage 100.
Il est à noter que les brides de raccordement 122 peuvent être intégrées au carter 120 soit, par exemple, en étant formées d'un seul tenant ou solidarisée par soudage ou rivetage par exemple à ce carter intermédiaire 120.
Chaque bride de raccordement 122 et chaque ailette 102 de la chape 100 sont rendues solidaires par des moyens de fixation 130 adaptés destinés à traverser les œillets 103,123 en regard dans chacune de la bride 122 et de l'ailette 102, ceci parallèlement à l'axe X du turboréacteur ou non.
Ces moyens de fixation 130 peuvent être tout moyen connu, par exemple, de type moyens de vissage vis-écrou ou tout autre élément adapté pour solidariser chaque bride 122 de la virole externe 120 avec une ailette 102 de la chape d'accrochage 100.
Il est à noter que les brides de raccordement 122 peuvent être formées en matériaux composites en même temps que le carter 120.
Dans d'autres variantes de réalisation, l'élément de structure en sail l ie vers l 'extérieur à la périphérie de la virole externe 121 du carter intermédiaire 120 peut être un raidisseur ou toute structure dédiée, quelque soit leur longueur et destiné à porter un œillet.
Tout ce qui a pu être décrit en référence à la variante de réalisation concernant les brides de raccordement 1 22 peut s'appl iq uer aux autres variantes de l'élément de structure.
Concernant les moyens de fixation 130, ceux-ci peuvent également jouer le rôle d'éléments de centrage de positionnement.
II est à noter que, de préférence, comme illustré sur la figure 3, l'agencement des moyens formant une liaison axiale est identique de part et d'autre de chaque chape d'accrochage 100.
Dans des exemples non limitatifs de réalisation, l'agencement des moyens formant une liaison axiale est symétrique ou monté en quiconque de part et d'autre de chaque chape d'accrochage 100.
Dans l'exemple du montage en quinconce, on peut ainsi prévoir deux brides de raccordement circonférentielles de part et d'autre des chapes de suspension dans lesquelles sont ménagées des orifices en qu iconque destinés à recevoir les moyens de fixation des brides avec les ailettes des chapes correspondantes, ceci afin de permettre à chacune des chapes de coopérer avec des moyens de liaison axiale décalés de part et d'autre de cette chape.
Par ailleurs, la virole externe 121 du carter intermédiaire 120 est fixée au carter de soufflante 140 à son extrémité amont grâce, également, à d es b rid es d e raccordement 124,141 annulaires périphériques placées, respectivement, sur l'extrémité amont de la virole externe 121 et sur l'extrémité aval du carter de soufflante 140.
Chaque bride de raccordement 124,141 comprend une première portion de raccordement formant bride et s'étendant su ivant une d irection ra d i a l e et u n e deuxième portion de raccordement tubulaire de forme sensiblement cylindrique s'étendant selon la direction X du turboréacteur, de sorte que la section longitudinale de la bride de raccordement est en forme de L.
Toutefois, d'autres formes de réalisation des brides de raccordement peuvent être proposées.
Chacune des brides de raccordement 124,141 faisant saillie vers l'extérieur à la périphérie de la virole externe 121 et du carter de soufflante 140 sont pressées l'une contre l'autre par des moyens de fixation 150 adaptés, parallèles ou non à l'axe X du turboréacteur et adaptés pour traverser des passages en regard dans chacune des brides de raccordement 124,141 .
La bride de raccordement 124 de la virole externe 121 est ainsi reliée par tous moyens connus, tel que des moyens de vissage, à la bride de raccordement 141 du carter de soufflante 140.
Par ailleurs, quelque soit le mode de réalisation, les différentes brides de raccordement 124,141 peuvent être associées à des moyens de centrage permettant d'assurer le centrage du carter interméd iaire 120 par rapport au carter de soufflante 140. Bien évidemment, l'invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation du dispositif décrites ci-dessus à titre d'exemples mais elle embrasse au contraire toutes les variantes possibles.
Ainsi, la présente invention peut être appliquée à tout carter sur lequel sont destinés à être montés des chapes d'accrochage 100 de moyens de suspension d'un ensemble propulsif sur un élément structurel d'aéronef.
Ainsi l'invention s'applique également aux ensembles d'accrochage prévus sur le carter de soufflante ou encore le carter d'échappement, par exemple.
L'homme de l'art appréciera par rapport aux ensembles d'accrochage de l'art antérieur, un ensemble d'accrochage dans lequel les moyens formant la liaison axiale entre chaque chape d'accrochage 100 et le carter 120 sont ménagés, avantageusement, à l'extérieur de la virole externe 120 du carter sur sa périphérie.
On supprime ainsi tout moyen de fixation radial entre la chape d'accrochage 100 et la virole externe 121 du carter intermédiaire 120 permettant ainsi de s'affranchir de toute liaison entre les aubes de redressement de flux et les chapes d'accrochage 100.
Les contraintes hors plan auxquelles sont soumises ces liaisons de montage sont maintenant reprises dans les éléments de structure extérieurs périphériques du carter 120, comme les brides de raccordement 122.
On réduit ainsi les risques de détérioration du carter 120 de type délaminage du matériau composite pouvant former la virole externe 120 du carter intermédiaire.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef destiné à être suspendu à un élément de structure d'un aéronef, ledit ensemble propulsif comprenant un turboréacteur présentant u n axe longitudinal, ledit ensemble d'accrochage comprenant au moins une chape d'accrochage (100) de la suspension à un carter (120) dudit ensemble propulsif caractérisé en ce que la chape d'accrochage (100) est fixée sur le carter (120) pa r des moyens ada ptés pou r former u ne l ia ison entre ladite chape d'accrochage (100) et ledit carter (120) à la périphérie extérieure dudit carter (120).
2. Ensemble selon la revend ication 1 caractérisé en ce que lesdits moyens sont adaptés pour former une liaison entre ladite chape d'accrochage
(100) et ledit carter (120) selon un axe parallèle à l'axe long itudinal du turboréacteur.
3. Ensemble selon la revend ication 1 caractérisé en ce que lesdits moyens formant une liaison axiale selon l'axe longitudinal du turboréacteur comprennent :
- au moins un premier œillet (103) destiné à être solidarisé à la chape d'accrochage (100)
- au moins un second œillet (123) destiné à être solidarisé à la périphérie externe du carter (100)
- des moyens de fixation (130) adaptés pour traverser lesdits premier et second œillets selon l'axe longitudinal du turboréacteur.
4. Ensemble selon la revendication 3 caractérisé en ce que ledit premier œillet (103) est réalisé dans une ailette (102) solidaire d'une oreille (101 ) de la chape d'accrochage (100).
5. Ensemble selon la revendication 3 caractérisé en ce que ledit second œillet (123) est réalisé dans un élément de structure extérieur périphérique du carter (120).
6. Ensemble selon la revendication 5 caractérisé en ce que l'élément de structure extérieur périphérique est une bride de raccordement, un raidisseur ou une structure dédiée.
7. Ensemble selon l'une des revendications 2 à 6 caractérisé en ce que l'agencement des moyens formant une liaison axiale est symétrique de part et d'autre de chaque chape d'accrochage (100) ou monté en quinconce.
8. Ensemble selon l'une des revendications 2 à 7 caractérisé en ce que le carter est un carter de soufflante (140) ou un carter intermédiaire (120) ou un carter d'échappement.
9. Ensemble selon l'une des revendications 5 à 8 caractérisé en ce que l'élément de structure extérieur périphérique est ménagé sur une virole externe du carter intermédiaire (120).
10. Ensem ble propu lsif comprenant u n tu rboréacteu r suspend u à un élément de structu re d 'un aéronef par l 'interméd iaire d 'u ne suspension comprenant, en outre, un ensemble d'accrochage de ladite suspension sur un carter (120) de l'ensemble propulsif selon l'une des revendications 1 à 9.
EP11779788.6A 2010-10-15 2011-10-04 Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef Withdrawn EP2627561A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1058406A FR2966125B1 (fr) 2010-10-15 2010-10-15 Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aeronef
PCT/FR2011/052307 WO2012049399A1 (fr) 2010-10-15 2011-10-04 Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2627561A1 true EP2627561A1 (fr) 2013-08-21

Family

ID=44201296

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP11779788.6A Withdrawn EP2627561A1 (fr) 2010-10-15 2011-10-04 Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8839629B2 (fr)
EP (1) EP2627561A1 (fr)
CN (1) CN103153789A (fr)
BR (1) BR112013007208A2 (fr)
CA (1) CA2812373A1 (fr)
FR (1) FR2966125B1 (fr)
RU (1) RU2013121274A (fr)
WO (1) WO2012049399A1 (fr)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3065442B1 (fr) * 2017-04-25 2021-03-19 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant integree au caisson du mat d'accrochage
US10458281B2 (en) * 2017-06-12 2019-10-29 United Technologies Corporation Resilient mounting assembly for a turbine engine
FR3086924B1 (fr) * 2018-10-08 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant des moyens de suspension
CN111846251B (zh) * 2020-07-10 2024-03-19 山东太古飞机工程有限公司 一种用于发动机进气口、排气及尾喷嘴的防沙保护装置
FR3121709B1 (fr) * 2021-04-08 2023-05-05 Safran Aircraft Engines Virole extérieure de carter intermédiaire en matériau composite, pour turbomachine d’aéronef

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844115A (en) * 1973-02-14 1974-10-29 Gen Electric Load distributing thrust mount
US5649417A (en) * 1995-03-24 1997-07-22 The Boeing Company Fail-safe engine mount system
US5620154A (en) * 1995-05-03 1997-04-15 The Boeing Company Three link failsafe engine mount
US6189830B1 (en) * 1999-02-26 2001-02-20 The Boeing Company Tuned engine mounting system for jet aircraft
US6330995B1 (en) * 2000-02-29 2001-12-18 General Electric Company Aircraft engine mount
US6843449B1 (en) * 2004-02-09 2005-01-18 General Electric Company Fail-safe aircraft engine mounting system
FR2867155B1 (fr) * 2004-03-08 2007-06-29 Snecma Moteurs Suspension d'un moteur a la structure d'un avion
FR2868041B1 (fr) * 2004-03-25 2006-05-26 Snecma Moteurs Sa Suspension d'un moteur d'avion
FR2940359B1 (fr) * 2008-12-18 2014-11-28 Snecma Carter d'echappement pour turbomachine, comportant une ferrure d'accrochage dissociee de la virole exterieure.

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2012049399A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN103153789A (zh) 2013-06-12
FR2966125B1 (fr) 2013-04-26
CA2812373A1 (fr) 2012-04-19
FR2966125A1 (fr) 2012-04-20
US8839629B2 (en) 2014-09-23
RU2013121274A (ru) 2014-11-20
WO2012049399A1 (fr) 2012-04-19
US20130227963A1 (en) 2013-09-05
BR112013007208A2 (pt) 2016-06-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2244943B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur
EP2244944B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante
EP1896326B1 (fr) Attache moteur pour aeronef destinee a etre interposee entre un moteur et un mat d'accrochage
EP2185413B1 (fr) Berceau de support de capot de soufflante monte sur le mât d'accrochage et sur l'entree d'air de la nacelle
EP2723642B1 (fr) Structure d'accrochage d'une turbomachine
EP1931567B1 (fr) Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef
EP2082960B1 (fr) Accrochage d'un système propulsif à un élément de structure d'un aéronef
FR3040076A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage equipee d'une extension de caisson comprenant deux parties en forme globale d'arceau
FR2903666A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
FR3061480A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant facilitant son montage
FR3015433A1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage
FR2887521A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un dispositif d'accrochage d'un tel moteur
EP2244942B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un turboreacteur avec des structures de renfort reliant le carter de soufflante au carter central
EP3039254B1 (fr) Suspension isostatique d'un turboréacteur par double support arrière
EP1535837B1 (fr) Dispositif d'accrochage reliant un moteur et une voilure d'aéronef
WO2013050715A1 (fr) Ensemble propulsif d'aéronef
FR3047973A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe de capots mobiles structuraux relies au caisson central
WO2012049399A1 (fr) Ensemble d'accrochage d'une suspension d'un ensemble propulsif d'aéronef
EP0733545B1 (fr) Turboréacteur à double flux à nacelle flottante
WO2015067891A2 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant une ferrure fixee sur la partie extrados d'un caisson de voilure, pour le montage d'un mat d'accrochage sur ce caisson de voilure
EP2763897A1 (fr) Ensemble propulsif d'aéronef
FR2940359A1 (fr) Carter d'echappement pour turbomachine, comportant une ferrure d'accrochage dissociee de la virole exterieure.
WO2009147342A2 (fr) Mat d'accrochage de moteur d'aeronef comprenant un caisson de section en forme de cercle ou d'ellipse
EP2614225B1 (fr) Treillis hyperstatique de bielles
FR2955311A1 (fr) Dispositif d'accrochage d'un turbopropulseur, de preference sous une voilure d'aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20130415

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20160805