EP2742227A1 - Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef - Google Patents

Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef

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EP2742227A1
EP2742227A1 EP12741041.3A EP12741041A EP2742227A1 EP 2742227 A1 EP2742227 A1 EP 2742227A1 EP 12741041 A EP12741041 A EP 12741041A EP 2742227 A1 EP2742227 A1 EP 2742227A1
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EP
European Patent Office
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flange
cone
outer skin
ejection cone
ejection
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP12741041.3A
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German (de)
English (en)
Inventor
Philippe Bienvenu
Hélène MALOT
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
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Filing date
Publication date
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
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    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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 an ejection cone for an aircraft turbojet engine.
  • FIG. 1 Such a conventional ejection cone 1 is shown in Figure 1 appended hereto, in which the front and the rear of the structure along a motor axis are respectively located on the left and right of the figure.
  • This ejection cone is intended to be positioned downstream of the turbine of the turbojet, over which the primary nozzle is placed concentrically.
  • the ejection cone and the primary nozzle are both attached to a turbojet casing by a flange fastening system.
  • the ejection cone 1 comprises, strictly speaking, a front portion 5 (commonly referred to as “front plug”), of substantially cylindrical shape, and a rear portion 7 (commonly referred to as “rear”). plug "), of conical shape.
  • the front portion 5 may be especially acoustic or monolithic stiffened.
  • the front part 5 is acoustic, it means that it comprises at least one peripheral acoustic attenuation structure of the sandwich type comprising at least one resonator, in particular of honeycomb type, covered with a perforated outer skin and a full inner skin.
  • the outer skin also constitutes an outer surface (sheet) of the front portion 5 of the ejection cone.
  • the structure consists of a single sheet reinforced by stiffeners.
  • the rear portion 7 is monolithic stiffened by 9d stiffeners.
  • the front part 5 and the rear part 7 of the ejection cone may in particular be made from Inconel 625 type metal alloy sheets and be assembled by a flange connection system denoted 9b for the front flange part and 9c for the front flange part. rear flange part.
  • the front portion 5 further comprises an upstream connecting flange 9a to allow its attachment to the rear of the turbojet engine.
  • the flange 9b of the front portion 5 has on the one hand a portion 1 1 of diameter substantially equal to that of the outer skin of this front portion 5, and on the other hand a portion 13 of smaller diameter than that of the flange 9c of the rear portion 7 to which it is intended to be bonded, so that this portion 13 of the flange 9b can be inserted inside the flange 9c of the rear part 7.
  • Housing 15 formed in the thickness of the flange 9c can accommodate bolts 17 passing through the flange 9c and the flange 9b, fixed by means of nuts 18 attached by the interior of the ejection cone 1 thus assembled.
  • the housings 15 prevent the heads 19 of the bolts 1 7 are protruding outwardly of the cone 1, and thus cause aerodynamic losses.
  • an ejection cone of the prior art (FIG. 2) is a complete structure, making it possible to reduce its parts, and the cost of which manufacturing is high and impacts the mass of the assembly, which is undesirable.
  • the present invention is intended in particular to simplify the assembly of the front portion and rear portion of the ejection cone in order to lower both the mass and the cost of manufacture.
  • This object of the invention is particularly achieved with an aircraft jet engine ejection cone comprising a front part intended to be attached to a rear part having each outer skin, characterized in that the front part and the rear part are connected by at least one flange of the joint common to these two parts and on which the outer skins are approached edge-to-edge.
  • the common connecting flange similar to a stiffener, may be made in one or more peripheral sectors. Thanks to these characteristics, a single flange is sufficient to connect the front and rear cone parts to each other, against two separate flanges in the state of the art, which makes it possible to gain in mass and cost of manufacture.
  • no housing of the heads of said bolts is provided in the outer skin of the rear cone or in the flange: in this way, the heads of the bolts protrude outwardly of the ejection cone; we tolerate a slight aerodynamic degradation caused by such an overrun, in favor of a greater simplicity of manufacturing parts (no stamping necessary to manufacture the housing), an easier assembly (the heads of the bolts are more easily accessible), and a gain in mass (it is not necessary to provide extra thicknesses in the rooms, if no housing is planned);
  • said flange comprises at least one flanged edge of reinforcement
  • said flange is formed of folded or pressed sheet metal
  • said outer skins are made of a metal alloy such as Inconel 625. Of course, other suitable materials may be chosen.
  • FIG. 1 is a perspective view in axial section of an ejection cone of the prior art, mentioned in the preamble of the present description,
  • FIG. 2 is a detailed view of zone II of FIG. 1, and - Figure 3 is a view similar to that of Figure 2, an ejection cone according to the present invention.
  • the front part 5 of the ejection cone comprises at its end a portion 27 (not perforated) of external skin 21.
  • This portion 27 of outer skin 21 is an extension of the outer skin 21 normally perforated and constitutive of the acoustic attenuation structure with the honeycomb 23 and the inner solid skin 5, providing acoustic treatment to the ejection cone.
  • the acoustic structure 23 stops at a certain distance c / from the downstream edge 25 of the outer skin 21, and more precisely from its solid part 27, thereby leaving the inner face of this solid portion 27 free.
  • the outer skin 29 of the rear portion 7 is in turn disposed edge to edge with the downstream edge 25 of the outer skin 21 of the front part of the cone 5.
  • a metal flange 31 preferably having substantially the shape of a truncated cone of revolution, realizes the connection between the outer skins 21 and 29 of the front 5 and rear 7 parts of the ejection cone.
  • the flange 31 may comprise a fallen edge 33, for example on its upstream part, in order to increase its rigidity.
  • the flange 31 may be obtained by means of a folded or stamped sheet.
  • this flange can be formed in one piece over the entire periphery of the ejection cone, or in several sectors arranged in the extension of each other.
  • the metal alloy from which the outer skins 21 and 29 and the flange 31 are made may be Inconel 625, commonly used in the aviation industry, without this of course limiting.
  • Fixing the outer skin 21 of the front portion 5 of the flange 31 can be performed by soldering or welding.
  • Fixing the outer skin 29 of the rear portion 7 of the flange 31 may itself be performed in a removable manner, preferably by means of bolts 17 passing through the orifices formed in this outer skin 29 and this flange 31, nuts 18 being disposed on the underside of the flange 31 so as to retain these bolts 17.

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Abstract

Ce cône d'éjection (1) pour turboréacteur d'aéronef, comportant une partie avant(5) destinée à être rattachée à une partie arrière (7) possédant chacune une peau externe(21, 29), caractérisé en ce que la partie avant et la partie arrière sont liées par une au moins une bride de liaison (31) commune à ces deux parties et sur laquelle les peaux externes sont accostées bord-à-bord.

Description

Cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef
La présente invention se rapporte à un cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef.
Comme cela est connu en soi, il convient en général de prévoir un ensemble cône d'éjection / tuyère primaire à l'arrière d'un turboréacteur d'aéronef, afin d'une part d'optimiser l'écoulement des gaz chauds expulsés par le turboréacteur, et d'autre part d'absorber au moins une partie du bruit engendré par l'interaction de ces gaz chauds avec l'air ambiant et avec le flux d'air froid expulsé par la soufflante du turboréacteur.
Ces éléments sont couramment désignés par les termes anglo- saxons « plug » pour le cône d'éjection et « nozzle » ou « pirmary nozzle » pour la tuyère.
Un tel cône d'éjection classique 1 est représenté à la figure 1 ci- annexée, sur laquelle l'avant et l'arrière de la structure suivant un axe moteur sont situés respectivement à gauche et à droite de la figure.
Ce cône d'éjection est destiné à être positionné en aval de la turbine du turboréacteur, par-dessus lequel la tuyère primaire est placée concentriquement. Le cône d'éjection et la tuyère primaire sont tous deux fixés sur un carter du turboréacteur par un système de fixation par brides.
Plus précisément, le cône d'éjection 1 comprend, à proprement parler, une partie avant 5 (couramment désignée sous le terme « front plug »), de forme sensiblement cyl indrique, et une partie arrière 7 (couramment désignée sous le terme « rear plug »), de forme conique.
La partie avant 5 peut être notamment acoustique ou monolithique raidie.
Dans le cas où la partie avant 5 est acoustique, cela signifie qu'elle comprend au moins une structure d'atténuation acoustique périphérique de type sandwich comprenant au moins un résonateur, notamment de type nid d'abeille, recouvert d'une peau externe perforée et d'une peau interne pleine.
La peau externe constitue par ailleurs une surface externe (tôle) de la partie avant 5 du cône d'éjection.
Dans le cas où la partie avant 5 est monolithique raidie, cela signifie que la structure est constituée d'une unique tôle renforcée par des raidisseurs.
La partie arrière 7 est monolithique raidie par des raidisseurs 9d. La partie avant 5 et la partie arrière 7 du cône d'éjection pourront notamment être réalisées à partir de tôles en alliage métallique de type Inconel 625 et être assemblées par un système de jonction par bride notée 9b pour la partie bride avant et 9c pour la partie bride arrière.
La partie avant 5 comprend en outre une bride de liaison amont 9a destinée à permettre son rattachement à l'arrière du turboréacteur.
En se reportant à la figure 2, on peut voir que, classiquement, la bride 9b de la partie avant 5 présente d'une part une partie 1 1 de diamètre sensiblement égal à celui de la peau externe de cette partie avant 5, et d'autre part une partie 13 de diamètre inférieur à celui de la bride 9c de la partie arrière 7 à laquelle elle est destinée à être liée, de sorte que cette partie 13 de la bride 9b peut s'insérer à l'intérieur de la bride 9c de la partie arrière 7.
Des logements 15 formés dans l'épaisseur de la bride 9c permettent d'accueillir des boulons 17 traversant cette bride 9c et la bride 9b, fixés au moyen d'écrous 18 rapportés par l'intérieur du cône d'éjection 1 ainsi assemblé.
Les logements 15 permettent d'éviter que les têtes 19 des boulons 1 7 ne soient protubérantes vers l'extérieur du cône 1 , et ne provoquent ainsi des pertes aérodynamiques.
Comme on peut le comprendre à la lumière de ce qui précède, un cône d'éjection de la tech n iq ue antérieure (figure 2) est u ne structure compl exe, fa isant i nterven i r d e nom breu ses pièces, et dont l e coût de fabrication est élevé et impacte la masse de l'ensemble, ce qui n'est pas souhaitable.
La présente invention a notamment pour but de simplifier l'assemblage partie avant et partie arrière du cône d'éjection afin d'en abaisser tant la masse que le coût de fabrication.
On atteint notamment ce but de l'invention avec un cône d'éjection pour turboréacteur d'aéronef comportant une partie avant destinée à être rattach ée à u n e partie a rrière possédant chacu ne u ne peau externe, caractérisé en ce que la partie avant et la partie arrière sont liées par une au moins une bride de l iaison commune à ces deux parties et sur laquelle les peaux externes sont accostées bord-à-bord.
La bride de liaison commune, similaire à un raidisseur, pourra être réalisée en un ou plusieurs secteurs périphériques. Grâce à ces caractéristiques, il suffit d'une unique bride pour relier entre elles les parties avant et arrière de cône, contre deux brides distinctes dans l'état de la technique, ce qui permet de gagner en masse et en coût de fabrication.
De plus, le fait que les peaux externes des parties avant et arrière soient simplement accostées bord-à-bord sur la bride, permet de réduire les problèmes d'accostage de la technique antérieure liés notamment aux tolérances de fabrication notamment des brides.
Suivant d'autres caractéristiques complémentaires de la présente invention :
- la peau externe de ladite partie avant est rapportée par brasage sur ladite bride ;
- la peau externe de ladite partie arrière est fixée sur ladite bride au moyen de bou lons et d 'écrous : cette solution de fixation permet un montage/démontage très simple de la partie arrière par rapport à la partie avant ;
- aucun logement des têtes desdits boulons n'est prévu dans la peau externe du cône arrière ni dans la bride : de la sorte, les têtes des boulons dépassent vers l'extérieur du cône d'éjection ; on tolère une légère dégradation aérodynamique provoquée par un tel dépassement, au profit d'une pl us grande simpl icité de fabrication des pièces (pas d'emboutissage nécessaire pour fabriquer les logements), d'un montage plus aisé (les têtes des boulons sont plus facilement accessibles), et d'un gain de masse (il n'est pas nécessaire de prévoir des surépaisseurs dans les pièces, si on ne prévoit pas de logements) ;
- ladite bride comporte au moins un bord tombé de renfort ;
- ladite bride est formée en tôle pliée ou emboutie ;
- lesdites peaux externes sont en alliage métallique tel que l'Inconel 625. Bien évidemment d'autres matériaux adaptés peuvent être choisis.
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 perspective et en coupe axiale d'un cône d'éjection de la technique antérieure, mentionnée dans le préambule de la présente description,
- la figure 2 est une vue de détail de la zone II de la figure 1 , et - la figure 3 est une vue analogue à celle de la figure 2, d'un cône d'éjection selon la présente invention.
Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques désignent des organes ou ensembles d'organe identiques ou analogues.
En se reportant à la figure 3, on peut voir que la partie avant 5 du cône d'éjection selon la présente invention comporte à son extrémité une partie 27 pleine (non perforée) de peau externe 21 . Cette partie 27 de peau externe 21 constitue une extension de la peau externe 21 normalement perforée et constitutive de la structure d'atténuation acoustique avec le nid d'abeille 23 et la peau pleine interne 5, assurant un traitement acoustique au cône d'éjection.
On peut voir q ue la structure acoustique 23 s'interrompt à une certaine distance c/ du bord aval 25 de la peau externe 21 , et plus précisément de sa partie pleine 27, laissant ainsi l ibre la face intérieure de cette partie pleine 27.
La peau externe 29 de la partie arrière 7 est quant à elle disposée bord à bord avec le bord aval 25 de la peau externe 21 de la partie avant de cône 5.
Une bride métallique 31 , présentant de préférence sensiblement la forme d'un tronc de cône de révolution , réal ise la liaison entre les peaux externes 21 et 29 des parties avant 5 et arrière 7 du cône d'éjection.
De préférence, comme cela est visible à la figure 3, la bride 31 peut comporter un bord tombé 33, par exemple sur sa partie amont, afin d'en accroître la rigidité.
La bride 31 peut être obtenue au moyen d'une tôle pliée ou emboutie.
A noter que cette bride peut être formée d'un seul tenant sur toute la périphérie du cône d'éjection, ou bien en plusieurs secteurs disposés dans le prolongement les uns des autres.
L'alliage métallique à partir duquel les peaux externes 21 et 29 ainsi que la bride 31 sont réalisées peut être de l'Inconel 625, couramment utilisé dans l'industrie aéronautique, sans que cela doit bien entendu limitatif.
La fixation de la peau externe 21 de la partie avant 5 sur la bride 31 peut être réalisée par brasage ou soudage.
La fixation de la peau externe 29 de la partie arrière 7 sur la bride 31 pourra quant à elle être réalisée de manière démontable, de préférence au moyen de boulons 17 traversant les orifices ménagés dans cette peau externe 29 et cette bride 31 , des écrous 18 étant disposés à l'intrados de la bride 31 de manière à retenir ces boulons 17.
Contrairement à l'état de la technique visible notamment à la figure 2, on laisse dépasser les têtes 19 des boulons 17 de la surface définie par la peau externe 29.
On considère en effet que les pertes aérodynamiques créées par ces têtes 19 sont acceptables eu égard aux autres avantages procurés par cet agencement, à savoir entre autres : absence de nécessité de réaliser des logements pour les têtes 19 dans la peau externe 29 et dans la bride 31 , ce qui permet une plus grande simplicité de fabrication des pièces (pas d'emboutissage nécessaire pour fabriquer les logements), un montage plus aisé (les têtes 19 des boulons 17 sont plus facilement accessibles), et un gain de masse (il n'est pas nécessaire de prévoir des surépaisseurs dans la peau externe 29 et dans la bride 31 , si on ne prévoit pas de logements).
On notera qu'avec cette disposition particulière, il est très facile de monter et démonter la partie arrière 7 par rapport à la partie avant 5.
On réduit en outre les problèmes d'accostage liés aux tolérances respectives des brides 9b et 9c des parties avant 5 et arrière 7 du cône d'éjection de la technique antérieure.
On a représenté sur la figure 3 un seul boulon 17, mais il faut bien entendu comprendre qu'une pluralité de ces boulons est répartie à intervalles régul iers ou non sur toute la périphérie de la peau externe 29 de la partie arrière de cône 7.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Cône d'éjection (1 ) pour turboréacteur d'aéronef, comportant une partie avant (5) destinée à être rattachée à une partie arrière (7) possédant chacune une peau externe (21 , 29), caractérisé en ce que la partie avant et la partie arrière sont liées par une au moins une bride de liaison (31 ) commune à ces deux parties et sur laquelle les peaux externes sont accostées bord-à-bord.
2. Cône d'éjection (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel la peau externe
(21 ) de ladite partie avant (5) de cône est rapportée par brasage sur ladite bride (31 ).
3. Cône d'éjection (1 ) selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel la peau externe (29) de ladite partie arrière (7) de cône est fixée sur ladite bride au moyen de boulons (17) et d'écrous (18).
4. Cône d'éjection (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel aucun logement des têtes (19) desdits boulons (17) n'est prévu dans la peau externe (29) de la partie arrière (7) de cône ni dans la bride (31 ).
5. Cône d'éjection (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel ladite bride (31 ) comporte au moins un bord tombé (33) de renfort.
6. Cône d'éjection (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel ladite bride (31 ) est formée en tôle pliée ou emboutie.
7. Cône d'éjection (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel lesdites peaux externes (21 , 29) sont en alliage métallique tel que l'Inconel 625.
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WO (1) WO2013024216A1 (fr)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2992353B1 (fr) * 2012-06-21 2016-12-30 Snecma Ensemble forme d'un cone d'echappement et d'un carter d'echappement dans un moteur a turbine a gaz
US9732701B2 (en) 2014-05-12 2017-08-15 Rohr, Inc. Center body attachment system
FR3026786B1 (fr) * 2014-10-07 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Flasque de fermeture d'un carter d'echappement
US9784215B2 (en) * 2014-11-07 2017-10-10 Rohr, Inc. Exhaust nozzle center body attachment
CN105298684B (zh) * 2015-09-18 2017-11-03 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机用尾椎连接结构
US10907508B2 (en) * 2015-11-12 2021-02-02 Rohr, Inc. Turbine engine and exhaust system connection
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件
FR3115830B1 (fr) * 2020-11-05 2022-09-30 Safran Nacelles Ensemble pour une turbomachine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3230076A (en) * 1963-03-05 1966-01-18 Union Carbide Corp Metal refining process
FR2623249A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-19 Snecma Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage
CA2025244A1 (fr) * 1989-11-17 1991-05-18 Edward Mattew Duran Ecran de boulon, pour tuyere de gaz d'echappement
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
FR2787509B1 (fr) * 1998-12-21 2001-03-30 Aerospatiale Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
JP4369596B2 (ja) * 2000-05-09 2009-11-25 日新製鋼株式会社 耐熱性フェライト系ステンレス鋼材
US7805925B2 (en) * 2006-08-18 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust duct ventilation
US7950236B2 (en) * 2006-09-11 2011-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust duct and tail cone attachment of aircraft engines
US20090110548A1 (en) * 2007-10-30 2009-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Abradable rim seal for low pressure turbine stage
US8734085B2 (en) * 2009-08-17 2014-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine section architecture for gas turbine engine
FR2949820B1 (fr) * 2009-09-04 2011-10-14 Aircelle Sa Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection.

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
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