EP4256186A1 - Ensemble propulsif pour un aeronef et son procede de montage - Google Patents

Ensemble propulsif pour un aeronef et son procede de montage

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EP4256186A1
EP4256186A1 EP21836593.0A EP21836593A EP4256186A1 EP 4256186 A1 EP4256186 A1 EP 4256186A1 EP 21836593 A EP21836593 A EP 21836593A EP 4256186 A1 EP4256186 A1 EP 4256186A1
Authority
EP
European Patent Office
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seal
edge
space
axial
gas generator
Prior art date
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Pending
Application number
EP21836593.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Hazem Kioua
Thomas MARLAY
Charles-Antoine Lampaert
Pierre-Alain REBOUL
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
Safran Nacelles SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
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Pending legal-status Critical Current

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Definitions

  • TITLE PROPULSION ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT AND ITS ASSEMBLY METHOD
  • the present invention relates to a propulsion assembly for an aircraft, as well as a method of mounting this propulsion assembly.
  • the technical background includes in particular documents US-A1 -2016/146030, US-A1 -2007/222163, US-A1 -2020/378308 and US-A-3,591,963.
  • a propulsion assembly for an aircraft conventionally comprises a gas generator and an air inlet.
  • a gas generator comprises, from upstream to downstream, with reference to the gas flow, at least one compressor, one annular combustion chamber and at least one turbine.
  • the gas generator is for example a turbomachine or a turbojet.
  • the air inlet is located upstream of the gas generator and ensures the channeling of the air flow entering the gas generator.
  • the air inlet is formed by a nacelle surrounding the fan located upstream of the gas generator.
  • a propulsion assembly can be installed in a lateral position or in a central position on an aircraft.
  • Figures 1 and 2 illustrate lateral positions of a propulsion unit 10 located respectively under a wing 12 and at the rear of the fuselage 14 of the aircraft.
  • FIG. 3 illustrates a central position of a propulsion unit 10 located at the rear in the fuselage 14 of the aircraft.
  • the propulsion assembly 10 In the lateral position, the propulsion assembly 10 generally forms a one-piece assembly suspended from the wing 12 or from the fuselage 14.
  • the air inlet 16 is therefore generally fixed to the gas generator 18 via a bolted assembly.
  • the air inlet 16 and the gas generator 18 are generally independent and fixed independently of each other to the structure of the aircraft.
  • a sealing system 20 is then inserted axially between the air inlet 16 and the gas generator 18 to ensure sealing between these elements while allowing relative movements between them in operation, or even to confer fire protection on the zone.
  • the air inlet 16 and the gas generator 18 being independent in the latter case, they are installed one after the other on the aircraft.
  • a first of the elements, such as the air intake 16, is fixed to the aircraft then the other element, therefore the gas generator 18, is mounted in turn.
  • This other element can be mounted in two ways.
  • the gas generator 18 is positioned coaxially with the air inlet 16 then is moved in axial translation towards the air inlet to its final position in which the sealing system is constrained axially between the air inlet and the gas generator.
  • the gas generator 18 is positioned parallel and laterally to the air inlet 16 so that the downstream edge 16a of the air inlet 16 and the upstream edge 18a of the gas generator 18 are located in the same plane perpendicular to the longitudinal axis A of the gas generator 18.
  • the gas generator 18 is then moved in a direction transverse to this axis A (arrow F1) until that the air inlet 16 and the gas generator 18 are aligned axially.
  • the gas generator 18 is then fixed in turn to the structure of the aircraft. This method of attachment is necessary, for example, when the means of attachment of the gas generator 18 to the structure of the aircraft include shear pins 22 illustrated schematically in Figures 5 and 6.
  • the present invention proposes a solution to at least some of the problems mentioned above.
  • the invention relates to a propulsion assembly for an aircraft, this propulsion assembly comprising:
  • a gas generator having a longitudinal axis and comprising at least one compressor, one combustion chamber and at least one turbine arranged one behind the other along said axis,
  • sealing system interposed axially between the air inlet and the gas generator, the sealing system being configured to provide sealing between a downstream edge of the air inlet and an edge upstream of the gas generator, these edges being configured to be separate from each other, characterized in that the sealing system comprises at least:
  • a compression ring which comprises a first axial end for mechanical connection to the aforementioned edge of a first of the elements chosen from among the gas generator and the air inlet, and a second opposite axial end intended to be separated axially from the edge of a second of the elements by an annular space, this space having an axial dimension which can be reduced by bringing the compression ring closer to the second element, and
  • annular seal mounted in said space and configured to be compressed axially by reducing the axial dimension of said space.
  • the sealing system thus comprises a compression ring which is configured to be secured by a mechanical connection to one of the elements, chosen from among the air inlet and the gas generator, and to be separate from the other of these elements.
  • the compression ring is separated from this other element by a space for housing an annular gasket which is axially compressible and provides sealing between the elements, and even also confers fire protection in this area.
  • the gasket is compressible from an initial position to an axially compressed position, the passage from the initial position to the compressed position being caused by the reduction of the axial dimension of the housing space of the gasket and therefore by the bringing the compression ring closer to the element not mechanically linked to this ring.
  • the seal is preferably also constrained axially to ensure optimum sealing between the elements.
  • the displacement of the compression ring is achieved when this ring is dissociated from the element to which it must be mechanically connected. After separating the compression ring from this element, the compression ring is moved and the seal is compressed. The compression ring is then moved away from the element to which it was linked, which makes it possible to remove this element by translation in the transverse direction without risk of degradation of the seal or of the sealing system.
  • the assembly of the propulsion assembly can be carried out in a similar manner in the reverse order of the aforementioned steps.
  • the invention thus facilitates the assembly and disassembly of a propulsion assembly by allowing the movement in the transverse direction of one of the elements of the assembly relative to the other of these elements, while guaranteeing the integrity of the system of sealing intended to be interposed between these elements.
  • the propulsion assembly according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the gasket is configured to be compressed over a predetermined axial dimension, preferably at least equal to 5mm, and/or at a predetermined compression rate, preferably at least 25%;
  • the seal comprises: o at least one annular part comprising an annular cavity, this cavity having in axial section a shape intended to be modified during compression of the seal, and/or o at least one annular part comprising a cylindrical heel configured to be engaged in the compression ring or one of the edges, and/or at least one annular sealing lip;
  • the seal comprises an annular body made of elastomeric or composite material as well as an annular sheet extending to the internal periphery of the body;
  • the first end of the compression ring comprises an annular flange for attachment to a complementary annular flange of the corresponding edge;
  • the second end of the compression ring comprises projecting clevises which are located opposite similar clevises of the corresponding edge and which are configured to allow the application of a force to reduce the axial dimension of said space;
  • the yokes comprise axially aligned screw passage holes, the screws being configured to be screwed in to reduce the axial dimension of said space and to be removed during normal operation of the propulsion assembly;
  • the compression ring comprises at least: o an annular acoustic attenuation wall or coating, and/or o longitudinal stiffeners extending along the said axis;
  • the present invention also relates to a method for mounting a propulsion assembly as described above, in which it comprises the steps consisting in: a) positioning the sealing system coaxially with the second element, the second end of the ring facing the edge of this element and the gasket being mounted in said space, b) bringing the second end of the compression ring closer to the edge of the second element so as to reduce the axial dimension of the space of housing of the joint and thus to exert an axial compression force of the joint, c) to move the first element in a transverse direction with respect to a longitudinal axis of the second element, until the first and second elements are aligned axially and that the first end of the ring is separated by a predetermined axial distance from the edge of the first element, d) relieving the axial compression force of the seal so that a springback of the seal causes the removal ession of the aforementioned axial distance, and e) fixing the first end of the compression ring to the edge of the first element.
  • the joint remains constrained axially in said space at the end of step d) and during step e).
  • step b) is carried out using clamps bearing axially on said yokes, or by using screws passing through holes in said yokes.
  • the present invention also relates to a method for dismantling a propulsion unit, in which it comprises the steps consisting in: f) separating the first end of the compression ring from the edge of the first element, g) bringing the second end of the compression ring closer to the edge of the second element so as to reduce the axial dimension of the housing space of the gasket and thus to exert an axial compression force of the gasket, h) moving the first element in a transverse direction with respect to a longitudinal axis of the second element, until the first and second members are misaligned, i) remove the axial compressive force from the joint
  • Figure 1 is a very schematic view of a propulsion unit fixed in the lateral position to a wing of an aircraft;
  • Figure 2 is a very schematic view of two propulsion units fixed in a lateral position at the rear of an aircraft fuselage;
  • Figure 3 is a very schematic view of a propulsion unit fixed in a central position at the rear of an aircraft fuselage;
  • Figure 4 is a view similar to that of Figure 3 and illustrates a mounting operation of a gas generator of the propulsion assembly
  • Figure 5 is a view similar to that of Figure 1 and illustrates a method of fixing a gas generator of the propulsion assembly
  • Figure 6 is a view similar to that of Figure 3 and illustrates a method of fixing a gas generator of the propulsion assembly
  • Figure 7 is a view similar to that of Figure 1 and illustrates an embodiment of a propulsion assembly according to the invention
  • Figure 8 is a view similar to that of Figure 3 and illustrates an embodiment of a propulsion assembly according to the invention
  • Figure 9 is a schematic front view of a downstream edge of an air inlet of the propulsion assembly of Figure 7 or 8;
  • Figure 10 is a schematic front view of an upstream edge of the gas generator of the propulsion assembly of Figure 7 or 8;
  • Figure 11 is a view on a larger scale of part of Figure 7 and shows a sealing system in the operating position;
  • Figure 12 is a view similar to that of Figure 11 and illustrates an assembly/disassembly step of a method according to the invention
  • Figure 13 is a view similar to that of Figure 11 and illustrates another assembly/disassembly step of a method according to the invention
  • Figures 14 to 16 are schematic views in axial section of seal variants of a sealing system
  • Figure 17 is a flowchart comprising the steps of a method according to the invention for mounting a propulsion assembly.
  • Figure 18 is a flowchart comprising the steps of a method according to the invention for dismantling a propulsion unit.
  • Figures 7 and 8 show that the propulsion unit 100 according to the invention can be mounted in a lateral position, for example under a wing 12 of an aircraft ( Figure 7) or in a central position, for example at the rear of the fuselage 14 of the aircraft (FIG. 8).
  • the 100 propulsion package includes:
  • gas generator 102 having a longitudinal axis A and comprising at least one compressor 104, one combustion chamber 106 and at least one turbine 108 arranged one behind the other along said axis,
  • an air inlet 110 of generally tubular shape arranged, for example coaxially, upstream of the gas generator 102 with reference to the flow of gases in operation (arrows F2), and
  • sealing system 112 of generally annular shape interposed axially between the air inlet 110 and the gas generator 102, the sealing system 112 being configured to provide sealing between a downstream edge 110a of the inlet air 110 and an upstream edge 102a of the gas generator 102, these edges being configured to be separate from each other and therefore to remain separate during operation of the propulsion assembly 100.
  • the air inlet 110 can have a tubular or straight cylindrical shape, as shown in Figure 7, or can have a more complex shape, for example S-shaped section, as shown in FIG. 8.
  • the air inlet 110 is fixed by first fixing means, not shown, to the structure of the aircraft.
  • the gas generator 102 is fixed by second fixing means, not shown, to the structure of the aircraft, the second fixing means being independent of the first fixing means.
  • These fixing means may for example comprise shear pins 22 as shown in Figure 6.
  • the sealing system 112 is best visible in Figure 11 and essentially comprises two parts, namely:
  • a compression ring 114 which comprises a first axial end 114a for mechanical connection to the aforementioned edge of a first of the elements chosen from among the gas generator 102 and the air inlet 110, and a second opposite axial end 114b intended to be separated axially from the aforesaid edge of a second of the elements by an annular space 116, this space having an axial dimension which can be reduced by bringing the compression ring closer to the second element, and
  • annular seal 118 mounted in this space 116 and configured to be compressed axially by reducing the axial dimension of this space.
  • the ring of compression ring 114 is fixed by its first end 114a, therefore located downstream, to the gas generator 102.
  • the first end 114a of the compression ring 114 can comprise or be formed by an annular flange 114c which is intended to be fixed by means of screws 120 or the like on a complementary annular flange 102b located on the edge 102 of the gas generator 102 (FIGS. 10 and 11).
  • the flanges 102b, 114c are applied axially against each other and are fixed by the screws 120 which pass through holes 122 of these flanges102b, 114c.
  • the opposite axial end 114b of the compression ring 114 is therefore intended to be separate from the edge 110a of the air inlet 110, the seal 118 being interposed axially in the space 116 located between the end 114b and the edge 110a.
  • the compression ring 114 comprises a cylindrical body and may further comprise:
  • annular acoustic attenuation wall or lining an annular acoustic attenuation wall or lining
  • the end 114b and the edge 110a are advantageously equipped with means making it possible to apply a tensile force from the compression ring 114 towards the air inlet 110, and therefore a force which tends to bring the compression ring closer towards the air inlet, which will cause a reduction in the axial dimension of the space 116 and will result in a compression of the seal 118 (transition from the state of figure 12 to the state of figure 13) .
  • the edge 110a of the air inlet 110 is equipped with clevises 124 projecting radially outwards with respect to the axis A. These clevises 124 are located opposite similar clevises 126 of the end 114b of the compression ring 114.
  • the clevises 124, 126 comprise holes 128 for passing screws 130 or the like intended to be used to force the compression of the ring 114 as mentioned in what precedes and as shown in Figures 12 and 13.
  • yokes 124, 126 could be replaced by annular flanges similar to flanges 102b, 114c.
  • the screws 130 could be replaced by clamps or any other means capable of bringing the compression ring 114 closer to the air inlet 110.
  • the assembly of the compression ring 114 could be reversed and would thus be fixed by its end 114a to the air inlet 110. Its end 114b would then be separated from the gas generator 102 and separated from it by seal 118.
  • Figure 11 shows the state of the sealing system 112 when the propulsion assembly 100 is operating or able to operate.
  • the compression ring 114 is rigidly connected to the gas generator 102 and the seal 118 provides sealing between the air inlet 110 and the compression ring 114 and therefore between the air inlet 110 and the generator gas 102.
  • the gas generator 102 and the air inlet 110 can be subjected to relative displacements, which can cause elastic deformations of the seal 118 which guarantees sealing in this zone.
  • the seal 118 can be made of elastic material, such as elastomer, or of composite material.
  • Seal 118 may include: - at least one annular part comprising an annular cavity 118a (FIGS. 11-13), this cavity being located in the space 116 and having in axial section a shape intended to be modified during the compression of the gasket, and/or
  • At least one annular sealing lip 118c (Figure 15) providing sealing by bearing on an annular surface.
  • the seal 118 may have in axial section a general shape L, , ir, O, etc.
  • a sheet 130 can be attached and fixed to the internal periphery of the gasket 118 or the gasket can comprise a sheet 130 at its internal periphery. This sheet 130 is intended to be swept by the flow of air passing from the air inlet 110 to the gas generator and to protect the seal 118, for example from fire or possible debris impacts.
  • Figures 12 and 13 illustrate states of the system 112 and of the seal 118 during an assembly or disassembly process.
  • the joint 118 can adopt several states including:
  • the seal 118 is for example configured to be compressed (passage from the free or constrained state to the compressed state) over an axial dimension at least equal to 5 mm and/or to a compression rate of at least 25%.
  • the compression ratio corresponds to the ratio between (D2-D3) and D2, or between (D1-D3) and D1 in the aforementioned case.
  • FIG. 17 illustrates steps for assembling the propulsion assembly 110 and FIG. 18 illustrates steps for disassembling this propulsion assembly.
  • the assembly method comprises the steps of: a) positioning the sealing system 112 coaxially with the second element (the air inlet 110 in the example illustrated in the drawings), the second end 114b of the ring 114 facing the edge of this element and the gasket 118 being mounted in the space 116, b) bringing the second end 114b of the compression ring 114 closer to the edge of this second element so as to reduce the axial dimension of the gasket housing space 116 and thus to exert an axial compressive force on the gasket 118; the seal thus passes from the free or constrained state to the compressed state, c) moving the first element (the gas generator 110 in the example illustrated in the drawings) in a direction transverse to the axis A, until the first and second elements are axially aligned and the first end 114a of the ring 114 is separated by a predetermined axial distance from the edge of the first element (FIG.
  • this distance corresponds to the difference between the aforementioned dimensions D2 and D3, d) eliminating the axial compression force of the joint 118 so that an elastic return of the joint causes the elimination of the aforementioned axial distance (figure 12), and e) fixing the first end 114a of the compression ring 114 to the edge of the first element (gas generator 102 - figure 11).
  • the seal 118 preferably remains axially constrained in space at the end of step d) and during step e).
  • Step b) can be carried out using clamps resting axially on the clevises 124, 126, or by using screws 120 passing through the orifices 128 of the clevises, as mentioned above (FIGS. 12 and 13).
  • the dismantling method comprises the steps consisting in: f) separating the first end 114a of the compression ring 114 vis-à-vis the edge of the first element (gas generator 102); one thus passes from the situation represented in FIG. 11 to the situation represented in FIG. 12, g) bringing the second end 114b of the compression ring 114 closer to the edge of the second element (air inlet 110 ) so as to reduce the axial dimension (reduction from D2 to D3) of the seal housing space 116 and thus exert an axial compression force on the seal 118 (FIG.

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Abstract

Ensemble propulsif (100) pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant : - un générateur de gaz (102), - une entrée d'air (110), et - un système d'étanchéité (112) intercalé axialement entre l'entrée d'air et le générateur de gaz, caractérisé en ce que le système d'étanchéité (112) comprend au moins : - un anneau de compression (114) qui comprend une première extrémité axiale (114a) de liaison mécanique à un premier des éléments choisis parmi le générateur de gaz et l'entrée d'air, et une seconde extrémité axiale (114b) opposée destinée à être séparée axialement du second des éléments par un espace annulaire (116), et - un joint annulaire (118) monté dans ledit espace (116) et configuré pour être comprimé axialement par réduction de la dimension axiale dudit espace.

Description

DESCRIPTION
TITRE : ENSEMBLE PROPULSIF POUR UN AERONEF ET SON PROCEDE DE MONTAGE
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, ainsi qu’un procédé de montage de cet ensemble propulsif.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique comprend notamment les documents US-A1 -2016/146030, US-A1 -2007/222163, US-A1 -2020/378308 et US-A-3,591 ,963.
Un ensemble propulsif pour aéronef comprend classiquement un générateur de gaz et une entrée d’air.
Un générateur de gaz comporte, d’amont en aval, par référence à l’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine. Le générateur de gaz est par exemple une turbomachine ou un turboréacteur.
L’entrée d’air est située en amont du générateur de gaz et assure la canalisation du flux d’air entrant dans le générateur de gaz. Dans le cas d’une turbomachine ou d’un turboréacteur à soufflante, l’entrée d’air est formée par une nacelle entourant la soufflante située en amont du générateur de gaz.
Comme cela est visible aux figures 1 à 3, un ensemble propulsif peut être installé en position latérale ou en position centrale sur un aéronef. Les figures 1 et 2 illustrent des positions latérales d’un ensemble propulsif 10 situé respectivement sous une voilure 12 et à l’arrière du fuselage 14 de l’aéronef. La figure 3 illustre une position centrale d’un ensemble propulsif 10 situé à l’arrière dans le fuselage 14 de l’aéronef. En position latérale, l’ensemble propulsif 10 forme en général un ensemble monobloc suspendu à la voilure 12 ou au fuselage 14. L’entrée d’air 16 est donc généralement fixée au générateur de gaz 18 via un assemblage boulonné.
En position centrale, l’entrée d’air 16 et le générateur de gaz 18 sont en général indépendants et fixés indépendamment l’un de l’autre à la structure de l’aéronef. Un système d’étanchéité 20 est alors intercalé axialement entre l’entrée d’air 16 et le générateur de gaz 18 pour assurer une étanchéité entre ces éléments tout en autorisant des déplacements relatifs entre eux en fonctionnement, voire pour conférer une protection au feu de la zone.
L’entrée d’air 16 et le générateur de gaz 18 étant indépendants dans ce dernier cas, ils sont installés l’un après l’autre sur l’aéronef. Un premier des éléments, tels que l’entrée d’air 16, est fixée à l’aéronef puis l’autre élément, donc le générateur de gaz 18, est monté à son tour. Cet autre élément peut être monté de deux manières.
Selon une première manière, le générateur de gaz 18 est positionné coaxialement à l’entrée d’air 16 puis est déplacé en translation axiale vers l’entrée d’air jusqu’à sa position définitive dans laquelle le système d’étanchéité est contraint axialement entre l’entrée d’air et le générateur de gaz.
Selon une seconde manière illustrée à la figure 4, le générateur de gaz 18 est positionné parallèlement et latéralement à l’entrée d’air 16 de façon à ce que le bord aval 16a de l’entrée d’air 16 et le bord amont 18a du générateur de gaz 18 soient situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal A du générateur de gaz 18. Le générateur de gaz 18 est ensuite déplacé dans une direction transverse par rapport à cet axe A (flèche F1) jusqu’à ce que l’entrée d’air 16 et le générateur de gaz 18 soient alignés axialement. Le générateur de gaz 18 est alors fixé à son tour à la structure de l’aéronef. Ce mode de fixation est par exemple nécessaire lorsque les moyens de fixation du générateur de gaz 18 à la structure de l’aéronef incluent des pions de cisaillement 22 illustrés schématiquement aux figures 5 et 6.
Le montage d’un élément selon la seconde manière est toutefois problématique sur plusieurs points. Tout d’abord, lors du déplacement transversal, il y a un risque de cisaillement du système 20 entre les bords 16a, 18a et donc de dégradation de ce système. Par ailleurs, même si un jeu axial de montage est prévu à l’origine pour autoriser ce déplacement, il n’est pas possible de supprimer ce jeu après le montage avec la technique actuelle, et les tolérances de fabrication et chaînes de côtes font qu’il est difficile de maîtriser ce jeu en pratique. Une solution à ce problème consisterait à ne pas prévoir de système d’étanchéité entre l’entrée d’air et le générateur de gaz mais cette solution n’est pas envisageable au moins pour une raison de performances de l’ensemble propulsif.
La présente invention propose une solution à au moins une partie des problèmes évoqués ci-dessus.
Résumé de l'invention L’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant :
- un générateur de gaz présentant un axe longitudinal et comportant au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine agencés les uns derrière les autres le long dudit axe,
- une entrée d’air de forme générale tubulaire disposée en amont du générateur de gaz par référence à l’écoulement des gaz en fonctionnement, et
- un système d’étanchéité de forme générale annulaire intercalé axialement entre l’entrée d’air et le générateur de gaz, le système d’étanchéité étant configuré pour assurer une étanchéité entre un bord aval de l’entrée d’air et un bord amont du générateur de gaz, ces bords étant configurés pour être disjoints l’un de l’autre, caractérisé en ce que le système d’étanchéité comprend au moins :
- un anneau de compression qui comprend une première extrémité axiale de liaison mécanique au bord précité d’un premier des éléments choisis parmi le générateur de gaz et l’entrée d’air, et une seconde extrémité axiale opposée destinée à être séparée axialement du bord précité d’un second des éléments par un espace annulaire, cet espace ayant une dimension axiale qui peut être réduite par rapprochement de l’anneau de compression vis-à-vis du second élément, et
- un joint annulaire monté dans ledit espace et configuré pour être comprimé axialement par réduction de la dimension axiale dudit espace.
Le système d’étanchéité comprend ainsi un anneau de compression qui est configuré pour être solidarisé par une liaison mécanique à l’un des éléments, choisis parmi l’entrée d’air et le générateur de gaz, et pour être disjoint de l’autre de ces éléments.
L’anneau de compression est séparé de cet autre élément par un espace de logement d’un joint annulaire qui est compressible axialement et assure l’étanchéité entre les éléments, voire confère également une protection au feu dans cette zone.
Cet assemblage est particulièrement avantageux lors du montage et du démontage de l’ensemble propulsif, comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit. En particulier, le joint est compressible depuis une position initiale jusqu’à une position comprimée axialement, le passage de la position initiale à la position comprimée étant provoquée par la réduction de la dimension axiale de l’espace de logement du joint et donc par le rapprochement de l’anneau de compression vis-à-vis de l’élément non lié mécaniquement à cet anneau. On comprend donc que c’est le déplacement axial de I’anneau de compression qui permet de comprimer plus ou moins le joint. Dans la position initiale précitée qui correspond à la position de montage et de fonctionnement de l’ensemble propulsif, le joint est de préférence également contraint axialement pour assurer une étanchéité optimale entre les éléments. Le déplacement de l’anneau de compression est réalisé lorsque cet anneau est dissocié de l’élément auquel il doit être relié mécaniquement. Après désolidarisation de l’anneau de compression vis-à-vis de cet élément, l’anneau de compression est déplacé et le joint est comprimé. L’anneau de compression est alors éloigné de l’élément auquel il était lié, ce qui permet de retirer cet élément par translation en direction transversale sans risque de dégradation du joint ou du système d’étanchéité. Le montage de l’ensemble propulsif peut être réalisé de façon similaire dans l’ordre inverse des étapes précitées.
L’invention facilite ainsi le montage et le démontage d’un ensemble propulsif en autorisant le déplacement en direction transversale d’un des éléments de l’ensemble par rapport à l’autre de ces éléments, tout en garantissant l’intégrité du système d’étanchéité destiné à être intercalé entre ces éléments.
L’ensemble propulsif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le joint est configuré pour être comprimé sur une dimension axiale prédéterminée, de préférence au moins égale à 5mm, et/ou à un taux de compression prédéterminé, de préférence d’au moins 25% ;
- le joint comprend : o au moins une partie annulaire comportant une cavité annulaire, cette cavité ayant en section axiale une forme destinée à être modifiée lors de la compression du joint, et/ou o au moins une partie annulaire comportant un talon cylindrique configuré pour être engagé dans l’anneau de compression ou l’un des bords, et/ou o au moins une lèvre annulaire d’étanchéité ;
- le joint comprend un corps annulaire en matériau élastomère ou composite ainsi qu’une tôle annulaire s’étendent à la périphérie interne du corps ;
- la première extrémité de l’anneau de compression comprend une bride annulaire de fixation à une bride annulaire complémentaire du bord correspondant ; - la seconde extrémité de l’anneau de compression comprend des chapes en saillie qui sont situées en regard de chapes similaires du bord correspondant et qui sont configurés pour permettre l’application d’une force de réduction de la dimension axiale dudit espace ;
- les chapes comprennent des orifices alignés axialement de passage de vis, les vis étant configurées pour être vissées afin de réduire la dimension axiale dudit espace et pour être retirées en fonctionnement normal de l’ensemble propulsif ;
- l’anneau de compression comprend au moins : o une paroi ou un revêtement annulaire d’atténuation acoustique, et/ou o des raidisseurs longitudinaux s’étendant le long dudit axe ;
- ladite entrée d’air est disposée coaxialement en amont du générateur de gaz.
La présente invention concerne également un procédé de montage d’un ensemble propulsif tel que décrit ci-dessus, dans lequel il comprend les étapes consistant à : a) positionner le système d’étanchéité coaxialement au second élément, la seconde extrémité de l’anneau étant en regard du bord de cet élément et le joint étant monté dans ledit espace, b) rapprocher la seconde extrémité de l’anneau de compression vis-à-vis du bord du second élément de façon à réduire la dimension axiale de l’espace de logement du joint et ainsi à exercer une force de compression axiale du joint, c) déplacer le premier élément dans une direction transverse par rapport à un axe longitudinal du second élément, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient alignés axialement et que la première extrémité de l’anneau soit séparée d’une distance axiale prédéterminée du bord du premier élément, d) supprimer la force de compression axiale du joint de façon à ce qu’un retour élastique du joint provoque la suppression de la distance axiale précitée, et e) fixer la première extrémité de l’anneau de compression au bord du premier élément.
Avantageusement, le joint reste contraint axialement dans ledit espace à la fin de l’étape d) et pendant l’étape e).
De préférence, l’étape b) est réalisée en utilisant des serre-joints prenant appui axialement sur lesdites chapes, ou en utilisant des vis traversant des orifices desdites chapes.
La présente invention concerne encore un procédé de démontage d’un ensemble propulsif, dans lequel il comprend les étapes consistant à : f) désolidariser la première extrémité de l’anneau de compression vis-à-vis du bord du premier élément, g) rapprocher la seconde extrémité de l’anneau de compression vis-à-vis du bord du second élément de façon à réduire la dimension axiale de l’espace de logement du joint et ainsi à exercer une force de compression axiale du joint, h) déplacer le premier élément dans une direction transverse par rapport à un axe longitudinal du second élément, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient désalignés, i) supprimer la force de compression axiale du joint
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une vue très schématique d’un ensemble propulsif fixé en position latérale à une voilure d’un aéronef ;
[Fig.2] la figure 2 est une vue très schématique de deux ensembles propulsifs fixés en position latérale à l’arrière d’un fuselage d’un aéronef ;
[Fig.3] la figure 3 est une vue très schématique d’un ensemble propulsif fixé en position centrale à l’arrière d’un fuselage d’un aéronef ;
[Fig.4] la figure 4 est une vue similaire à celle de la figure 3 et illustre une opération de montage d’un générateur de gaz de l’ensemble propulsif ;
[Fig.5] la figure 5 est une vue similaire à celle de la figure 1 et illustre un mode de fixation d’un générateur de gaz de l’ensemble propulsif ;
[Fig.6] la figure 6 est une vue similaire à celle de la figure 3 et illustre un mode de fixation d’un générateur de gaz de l’ensemble propulsif ;
[Fig.7] la figure 7 est une vue similaire à celle de la figure 1 et illustre un mode de réalisation d’un ensemble propulsif selon l’invention ;
[Fig.8] la figure 8 est une vue similaire à celle de la figure 3 et illustre un mode de réalisation d’un ensemble propulsif selon l’invention ;
[Fig.9] la figure 9 est une vue schématique de face d’un bord aval d’une entrée d’air de l’ensemble propulsif de la figure 7 ou 8 ;
[Fig.10] la figure 10 est une vue schématique de face d’un bord amont du générateur de gaz de l’ensemble propulsif de la figure 7 ou 8 ; [Fig.11] la figure 11 est une vue à plus grande échelle d’une partie de la figure 7 et montre un système d’étanchéité en position de fonctionnement ;
[Fig.12] la figure 12 est une vue similaire à celle de la figure 11 et illustre une étape de montage/démontage d’un procédé selon l’invention ;
[Fig.13] la figure 13 est une vue similaire à celle de la figure 11 et illustre une autre étape de montage/démontage d’un procédé selon l’invention ;
[Fig.14-16] les figures 14 à 16 sont des vues schématiques en coupe axiale de variantes du joint d’un système d’étanchéité ;
[Fig.17] la figure 17 est un organigramme comprenant des étapes d’un procédé selon l’invention de montage d’un ensemble propulsif ; et
[Fig.18] la figure 18 est un organigramme comprenant des étapes d’un procédé selon l’invention de démontage d’un ensemble propulsif.
Description détaillée de l'invention
Les figures 1 à 6 ont été décrites dans ce qui précède.
Les figures 7 et 8 montrent que l’ensemble propulsif 100 selon l’invention peut être monté en position latérale, par exemple sous une voilure 12 d’un aéronef (figure 7) ou en position centrale, par exemple à l’arrière du fuselage 14 de l’aéronef (figure 8). L’ensemble propulsif 100 comprend :
- un générateur de gaz 102 présentant un axe longitudinal A et comportant au moins un compresseur 104, une chambre de combustion 106 et au moins un turbine 108 agencés les uns derrière les autres le long dudit axe,
- une entrée d’air 110 de forme générale tubulaire disposée, par exemple coaxialement, en amont du générateur de gaz 102 par référence à l’écoulement des gaz en fonctionnement (flèches F2), et
- un système d’étanchéité 112 de forme générale annulaire intercalé axialement entre l’entrée d’air 110 et le générateur de gaz 102, le système d’étanchéité 112 étant configuré pour assurer une étanchéité entre un bord aval 110a de l’entrée d’air 110 et un bord amont 102a du générateur de gaz 102, ces bords étant configurés pour être disjoints l’un de l’autre et donc pour rester dissociés lors du fonctionnement de l’ensemble propulsif 100.
L’entrée d’air 110 peut avoir une forme tubulaire ou cylindrique droite, comme représenté à la figure 7, ou peut avoir une forme plus complexe, par exemple à section en S, comme représenté à la figure 8. L’entrée d’air 110 est fixée par des premiers moyens de fixation non représentés à la structure de l’aéronef.
Le générateur de gaz 102 est fixé par des seconds moyens de fixation non représentés à la structure de l’aéronef, les seconds moyens de fixation étant indépendants des premiers moyens de fixation. Ces moyens de fixation peuvent par exemple comprendre des pions de cisaillement 22 tels que représentés à la figure 6.
Le système d’étanchéité 112 est mieux visible à la figure 11 et comprend pour l’essentiel deux parties à savoir :
- un anneau de compression 114 qui comprend une première extrémité axiale 114a de liaison mécanique au bord précité d’un premier des éléments choisis parmi le générateur de gaz 102 et l’entrée d’air 110, et une seconde extrémité axiale 114b opposée destinée à être séparée axialement du bord précité d’un second des éléments par un espace annulaire 116, cet espace ayant une dimension axiale qui peut être réduite par rapprochement de l’anneau de compression vis-à-vis du second élément, et
- un joint annulaire 118 monté dans cet espace 116 et configuré pour être comprimé axialement par réduction de la dimension axiale de cet espace.
Dans l’exemple représenté à la figure 11 qui correspond à la configuration de la figure 7 ou 8 dans laquelle l’entrée d’air 110 est du côté gauche du dessin et le générateur de gaz 102 est du côté droit, l’anneau de compression 114 est fixé par sa première extrémité 114a, située donc à l’aval, au générateur de gaz 102. Pour cela, la première extrémité 114a de l’anneau de compression 114 peut comprendre ou être formée par une bride annulaire 114c qui est destinée à être fixée par l’intermédiaire de vis 120 ou analogues sur une bride annulaire 102b complémentaire située sur le bord 102 du générateur de gaz 102 (figures 10 et 11). Les brides 102b, 114c sont appliquées axialement l’une contre l’autre et sont fixées par les vis 120 qui traversent des orifices 122 de ces brides102b, 114c.
L’extrémité axiale 114b opposée de l’anneau de compression 114 est donc destinée à être disjointe du bord 110a de l’entrée d’air 110, le joint 118 étant intercalé axialement dans l’espace 116 situé entre l’extrémité 114b et le bord 110a.
Entre ces extrémités 114a, 114b, l’anneau de compression 114 comprend un corps cylindrique et peut en outre comprendre :
- une paroi ou un revêtement annulaire d’atténuation acoustique, et/ou
- des raidisseurs longitudinaux s’étendant le long de l’axe A. L’extrémité 114b et le bord 110a sont avantageusement équipés de moyens permettant d’appliquer une force de traction de l’anneau de compression 114 vers l’entrée d’air 110, et donc une force qui tend à rapprocher l’anneau de compression vers l’entrée d’air, ce qui provoquera une réduction de la dimension axiale de l’espace 116 et se traduira par une compression du joint 118 (passage de l’état de la figure 12 à l’état de la figure 13).
Dans l’exemple représenté aux figures 9 et 11 , le bord 110a de l’entrée d’air 110 est équipé de chapes 124 en saillie radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe A. Ces chapes 124 sont situées en regard de chapes 126 similaires de l’extrémité 114b de l’anneau de compression 114. Les chapes 124, 126 comprennent des orifices 128 de passage de vis 130 ou analogues destinées à être utilisées pour force la compression de l’anneau 114 comme évoqué dans ce qui précède et comme cela est illustré aux figures 12 et 13.
En variante, les chapes 124, 126 pourraient être remplacées par des brides annulaires similaires aux brides 102b, 114c. Dans encore une autre variante, les vis 130 pourraient être remplacées par des serre-joints ou tout autre moyen apte à rapprocher l’anneau de compression 114 de l’entrée d’air 110.
Enfin, dans une autre variante et comme évoqué dans ce qui précède, le montage de l’anneau de compression 114 pourrait être inversé et serait ainsi fixé par son extrémité 114a à l’entrée d’air 110. Son extrémité 114b serait alors disjointe du générateur de gaz 102 et séparée de celui-ci par le joint 118.
La figure 11 représente l’état du système d’étanchéité 112 lorsque l’ensemble propulsif 100 fonctionne ou est apte à fonctionner. L’anneau de compression 114 est relié rigidement au générateur de gaz 102 et le joint 118 assure l’étanchéité entre l’entrée d’air 110 et l’anneau de compression 114 et donc entre l’entrée d’air 110 et le générateur de gaz 102.
En fonctionnement, le générateur de gaz 102 et l’entrée d’air 110 peuvent être soumis à des déplacements relatifs, qui peuvent provoquer des déformations élastiques du joint 118 qui garantit l’étanchéité dans cette zone.
Le joint 118 peut être réalisé en matériau élastique, tel qu’en élastomère, ou en matériau composite.
Le joint 118 peut comprendre : - au moins une partie annulaire comportant une cavité annulaire 118a (figures 11- 13), cette cavité étant située dans l’espace 116 et ayant en section axiale une forme destinée à être modifiée lors de la compression du joint, et/ou
- au moins une partie annulaire comportant un talon cylindrique 118b configuré pour être engagé dans l’anneau de compression 114 ou l’un des bords 102a, 110a (figures 11-14) par exemple pour faciliter le centrage et le montage du joint, et/ou
- au moins une lèvre annulaire 118c d’étanchéité (figure 15) conférant une étanchéité par appui sur une surface annulaire.
Le joint 118 peut avoir en section axiale une forme générale en L, , ir, O, etc.
Une tôle 130 peut être rapportée et fixée à la périphérie interne du joint 118 ou le joint peut comprendre une tôle 130 à sa périphérie interne. Cette tôle 130 est destinée à être balayée par le flux d’air passant de l’entrée d’air 110 au générateur de gaz et à protéger le joint 118, par exemple du feu ou d’impacts de débris éventuels.
Les figures 12 et 13 illustrent des états du système 112 et du joint 118 lors d’un procédé de montage ou de démontage. De préférence, le joint 118 peut adopter plusieurs états dont :
- un état libre sans contrainte lorsqu’il n’est pas encore monté dans l’espace 116 ; la dimension axiale de la partie du joint 118 destinée à être logée dans l’espace 116 est notée D1 ,
- un état contraint axialement visible à la figure 11 , lorsqu’il est monté dans l’espace 116 et que l’anneau de compression 114 est fixé au générateur de gaz 102 ; la dimension axiale de la partie du joint 118 logée dans l’espace 116 est alors notée D2, D2 étant inférieure à D1 ,
- un état comprimé axialement visible à la figure 13, lorsque l’anneau de compression 114 est dissocié du générateur de gaz 102 et rapprochée axialement de l’entrée d’air 110 afin de réduire la dimension axiale de l’espace 116 ; la dimension axiale de la partie du joint 118 logée dans l’espace 116 est alors notée D3, D3 étant inférieure à D2.
Le joint 118 est par exemple configuré pour être comprimé (passage de l’état libre ou contraint à l’état comprimé) sur une dimension axiale au moins égale à 5mm et/ou à un taux de compression d’au moins 25%. Le taux de compression correspond au ratio entre (D2-D3) et D2, ou entre (D1-D3) et D1 dans le cas précité. La figure 17 illustre des étapes de montage de l’ensemble propulsif 110 et la figure 18 illustre des étapes de démontage de cet ensemble propulsif.
Le procédé de montage comprend les étapes consistant à : a) positionner le système d’étanchéité 112 coaxialement au second élément (l’entrée d’air 110 dans l’exemple illustré dans les dessins), la seconde extrémité 114b de l’anneau 114 étant en regard du bord de cet élément et le joint 118 étant monté dans l’espace 116, b) rapprocher la seconde extrémité 114b de l’anneau de compression 114 vis-à- vis du bord de ce second élément de façon à réduire la dimension axiale de l’espace 116 de logement du joint et ainsi à exercer une force de compression axiale du joint 118 ; le joint passe ainsi de l’état libre ou contraint à l’état comprimé, c) déplacer le premier élément (le générateur de gaz 110 dans l’exemple illustré dans les dessins) dans une direction transverse par rapport à l’axe A, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient alignés axialement et que la première extrémité 114a de l’anneau 114 soit séparée d’une distance axiale prédéterminée du bord du premier élément (figure 13) ; cette distance correspond à la différence entre les dimensions D2 et D3 précitées, d) supprimer la force de compression axiale du joint 118 de façon à ce qu’un retour élastique du joint provoque la suppression de la distance axiale précitée (figure 12), et e) fixer la première extrémité 114a de l’anneau de compression 114 au bord du premier élément (générateur de gaz 102 - figure 11 ).
Comme évoqué dans ce qui précède, le joint 118 reste de préférence contraint axialement dans l’espace à la fin de l’étape d) et pendant l’étape e).
L’étape b) peut être réalisée en utilisant des serre-joints prenant appui axialement sur les chapes 124, 126, ou en utilisant des vis 120 traversant les orifices 128 des chapes, comme évoqué dans ce qui précède (figures 12 et 13).
Le procédé de démontage comprend les étapes consistant à : f) désolidariser la première extrémité 114a de l’anneau de compression 114 vis- à-vis du bord du premier élément (générateur de gaz 102) ; on passe ainsi de la situation représentée à la figure 11 à la situation représentée à la figure 12, g) rapprocher la seconde extrémité 114b de l’anneau de compression 114 vis-à- vis du bord du second élément (entrée d’air 110) de façon à réduire la dimension axiale (réduction de D2 à D3) de l’espace 116 de logement du joint et ainsi exercer une force de compression axiale du joint 118 (figure 13), h) déplacer le premier élément (générateur de gaz 102) dans une direction transverse par rapport à l’axe A, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient désalignés, i) supprimer la force de compression axiale du joint 118, qui peut alors reprendre son état libre sans contrainte.
L’invention apporte plusieurs avantages dont notamment :
- d’éviter une dépose complète de l’entrée d’air à chaque dépose du générateur de gaz,
- de réduire les risques et le temps de maintenance/remplacement du générateur de gaz,
- de communaliser les configurations de l’ensemble propulsif entre les trois positions (latérales et centrale) sur l’aéronef,
- d’optimiser les tolérances de positionnement du système d’étanchéité, et
- d’assurer une étanchéité optimale et un aérodynamisme optimal au niveau de ce système.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble propulsif (100) pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant :
- un générateur de gaz (102) présentant un axe longitudinal (A) et comportant au moins un compresseur (104), une chambre de combustion (106) et au moins une turbine (108) agencés les uns derrière les autres le long dudit axe,
- une entrée d’air (110) de forme générale tubulaire disposée en amont du générateur de gaz (102) par référence à l’écoulement des gaz en fonctionnement, et
- un système d’étanchéité (112) de forme générale annulaire intercalé axialement entre l’entrée d’air et le générateur de gaz, le système d’étanchéité étant configuré pour assurer une étanchéité entre un bord aval (110a) de l’entrée d’air et un bord amont (102a) du générateur de gaz, ces bords étant configurés pour être disjoints l’un de l’autre, caractérisé en ce que le système d’étanchéité (112) comprend au moins :
- un anneau de compression (114) qui comprend une première extrémité axiale (114a) de liaison mécanique au bord précité d’un premier des éléments choisis parmi le générateur de gaz et l’entrée d’air, et une seconde extrémité axiale (114b) opposée destinée à être séparée axialement du bord précité d’un second des éléments par un espace annulaire (116), cet espace ayant une dimension axiale qui peut être réduite par rapprochement de l’anneau de compression vis-à-vis du second élément, et
- un joint annulaire (118) monté dans ledit espace (116) et configuré pour être comprimé axialement par réduction de la dimension axiale dudit espace.
2. Ensemble propulsif (100) selon la revendication 1 , dans lequel le joint (118) est configuré pour être comprimé sur une dimension axiale au moins égale à 5mm et/ou à un taux de compression d’au moins 25%.
3. Ensemble propulsif (100) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le joint (118) comprend :
- au moins une partie annulaire comportant une cavité annulaire (118a), cette cavité ayant en section axiale une forme destinée à être modifiée lors de la compression du joint, et/ou - au moins une partie annulaire comportant un talon cylindrique (118b) configuré pour être engagé dans l’anneau de compression (114) ou l’un des bords, et/ou
- au moins une lèvre annulaire d’étanchéité (118c).
4. Ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le joint (118) comprend un corps annulaire en matériau élastomère ou composite ainsi qu’une tôle annulaire (130) s’étendant à la périphérie interne du corps.
5. Ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première extrémité (114a) de l’anneau de compression (114) comprend une bride annulaire (114c) de fixation à une bride annulaire (102b) complémentaire du bord correspondant.
6. Ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la seconde extrémité (114b) de l’anneau de compression (114) comprend des chapes (126) en saillie qui sont situées en regard de chapes (124) similaires du bord correspondant et qui sont configurés pour permettre l’application d’une force de réduction de la dimension axiale dudit espace.
7. Ensemble propulsif (100) selon la revendication précédente, dans lequel les chapes (124, 126) comprennent des orifices (128) alignés axialement de passage de vis (130), les vis étant configurées pour être vissées afin de réduire la dimension axiale dudit espace (116) et pour être retirées en fonctionnement normal de l’ensemble propulsif.
8. Ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’anneau de compression (114) comprend au moins :
- une paroi ou un revêtement annulaire d’atténuation acoustique, et/ou
- des raidisseurs longitudinaux s’étendant le long dudit axe.
9. Ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite entrée d’air (110) est disposée coaxialement en amont du générateur de gaz (102).
10. Procédé de montage d’un ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend les étapes consistant à : a) positionner le système d’étanchéité (112) coaxialement au second élément, la seconde extrémité (114b) de l’anneau (114) étant en regard du bord de cet élément et le joint (118) étant monté dans ledit espace, 15 b) rapprocher la seconde extrémité (114b) de l’anneau de compression (114) vis- à-vis du bord du second élément de façon à réduire la dimension axiale de l’espace (116) de logement du joint et ainsi à exercer une force de compression axiale du joint (118), c) déplacer le premier élément dans une direction transverse par rapport à un axe longitudinal (A) du second élément, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient alignés axialement et que la première extrémité (114a) de l’anneau (114) soit séparée d’une distance axiale prédéterminée du bord du premier élément, d) supprimer la force de compression axiale du joint (118) de façon à ce qu’un retour élastique du joint provoque la suppression de la distance axiale précitée, et e) fixer la première extrémité (114a) de l’anneau de compression (114) au bord du premier élément.
11. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le joint (118) reste contraint axialement dans ledit espace (116) à la fin de l’étape d) et pendant l’étape e).
12. Procédé selon la revendication 10 ou 11 , l’ensemble propulsif (110) étant tel que défini à la revendication 6, dans lequel l’étape b) est réalisée en utilisant des serre-joints prenant appui axialement sur lesdites chapes (124, 126), ou en utilisant des vis (130) traversant des orifices desdites chapes.
13. Procédé de démontage d’un ensemble propulsif (100) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel il comprend les étapes consistant à : f) désolidariser la première extrémité de l’anneau de compression (114) vis-à-vis du bord du premier élément, g) rapprocher la seconde extrémité (114b) de l’anneau de compression (114) vis- à-vis du bord du second élément de façon à réduire la dimension axiale de l’espace (116) de logement du joint et ainsi à exercer une force de compression axiale du joint (118), h) déplacer le premier élément dans une direction transverse par rapport à un axe longitudinal du second élément, jusqu’à ce que les premier et second éléments soient désalignés, i) supprimer la force de compression axiale du joint (118).
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