EP4348020A1 - Ensemble de supportage d'une boite d'accessoires d'une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Ensemble de supportage d'une boite d'accessoires d'une turbomachine d'aeronef

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Publication number
EP4348020A1
EP4348020A1 EP22732287.2A EP22732287A EP4348020A1 EP 4348020 A1 EP4348020 A1 EP 4348020A1 EP 22732287 A EP22732287 A EP 22732287A EP 4348020 A1 EP4348020 A1 EP 4348020A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbomachine
accessory box
pylon
plane
gas generator
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.)
Pending
Application number
EP22732287.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Bruno Albert Beutin
Alexis Pereira
Zoltan Zsiga
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
Original Assignee
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4348020A1 publication Critical patent/EP4348020A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Definitions

  • TITLE SUPPORT ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE ACCESSORIES BOX
  • the present invention relates to a support assembly for a main accessory box of an aircraft turbine engine.
  • the technical background includes in particular documents US-A-4,068,470, US-A1-2019/218977 and US-A-5,687,561.
  • An aircraft turbomachine comprises a gas generator which conventionally comprises, from upstream to downstream, with reference to the flow of gases in the turbomachine, at least one compressor, one annular combustion chamber and at least one turbine.
  • the gas generator successively comprises a low pressure compressor, a high pressure compressor, the combustion chamber, the high pressure turbine and the low pressure turbine.
  • the gas generator defines an annular stream of gas flow, called the primary flow, which crosses the compressors, the combustion chamber and the turbines.
  • the high pressure compressor rotor is connected to the high pressure turbine rotor by a high pressure shaft.
  • the rotor of the low pressure compressor is connected to the rotor of the low pressure turbine by a low pressure shaft which passes through the high pressure shaft and which rotates a propulsion propeller generally located upstream of the gas generator.
  • this propeller is shrouded and therefore surrounded by an annular casing, called the fan casing, this propeller is called the fan and generates a flow of air which flows around the gas generator and is called the secondary flow.
  • the propeller When the propeller is unducted, it also generates an airflow that flows around the gas generator.
  • the turbomachine is attached to an element of the aircraft, such as a wing or the fuselage, by means of an attachment or attachment pylon also called a mast.
  • This pylon generally has a generally elongated shape and comprises a beam which extends parallel to the longitudinal axis of the turbomachine.
  • the pylon is located at 12 o'clock (12 o'clock) by analogy with the dial of a clock.
  • the pylon comprises upstream members for fixing and suspending the turbomachine which are dedicated to one type of turbomachine and which cannot be used for another type of turbomachine.
  • These fixing members are for example intended to be fixed on the fan casing of a turbomachine, which surrounds the fan propeller, and which therefore cannot be used for a turbomachine with an unducted propeller because this turbomachine does not comprise fan housing.
  • the attachment pylon may include downstream members for attachment and suspension of the downstream end of a turbomachine.
  • the gas generator ensures a transmission of forces between the upstream and downstream attachment points to the pylon, which result in deformations of the generator and of the gas and in modifications of the clearances between the rotors and the stators of the gas generator.
  • the gas generator is thus subjected to a moment generated by the axial forces (offset thrust and thrust recovery).
  • the turbomachine is also subjected to a moment generated by the asymmetry of axial forces on the blades of the fan propeller, and to forces originating from the capture of air (stick forces) by the turbomachine.
  • turbomachine cantilever the turbomachine to the pylon. This would therefore amount to suspending a front or upstream part of the turbomachine from the pylon and leaving the rear or downstream part of the turbomachine free, such as its turbine casing for example.
  • Another problem is linked to the hoisting of the turbomachine from a storage station placed on the ground to the pylon to which the turbomachine is intended to be fixed. The hoisting of a turbomachine may require movements in several directions until the turbomachine docks with the pylon and can be fixed to the pylon.
  • AGB is the acronym for Accessory GearBox.
  • the AGB is mounted around the fan casing, or is located in an inter-vein compartment, i.e. in a compartment located between the primary and secondary flow flow veins. Whenever possible, the AGB is fixed in this compartment on an external casing of the high pressure compressor.
  • the AGB is located at 6 o'clock (6 o'clock) and suspended by connecting rods from this external casing. This is particularly the case in documents US-A-4,437,627 and US-A1 -6,260,351.
  • some turbomachines in particular those having a relatively high bypass ratio, have a high pressure compressor and an outer casing of relatively small diameter. This external casing is very sensitive to mechanical deformations which tend to ovalize it. This distortion is detrimental to the performance of the turbomachine and in particular to the high-pressure compressor because it impacts the clearances between the rotor and the stator of this compressor. It is therefore preferable not to mount heavy equipment and not to mechanically stress this external casing in operation.
  • Attaching or suspending the AGB to the external housing of the high pressure compressor is therefore not always possible or desirable.
  • the present invention proposes an improvement to current technologies, which makes it possible to solve at least some of the problems and drawbacks mentioned above.
  • the invention relates to a support assembly for a main accessory box of an aircraft turbine engine, said accessory box comprising gears and carrying at least one piece of equipment driven by these gears, the support assembly being characterized in that it comprises a structure for connecting and supporting the turbomachine to a pylon of the aircraft, the structure comprising:
  • an intermediate axial portion for attachment to the pylon comprising an upper end which defines a connection interface with the pylon, said intermediate portion carrying suspension rods which are intended to be connected to the turbomachine, - a front axial portion extending forward of said intermediate portion and comprising at least one suspension member which is intended to be connected to the turbine engine, and - A rear axial portion extending behind said intermediate portion and carrying the main accessory box.
  • the connecting structure of the support assembly according to the invention has many advantages.
  • a first advantage is that it makes it possible to suspend the turbomachine with front and rear suspensions which are close together and integrated within the structure, which makes it possible to have a unique suspension structure for the turbomachine.
  • the structure is preferably connected to an upstream part of the turbomachine, such as an intermediate casing.
  • the turbomachine is then intended to be mounted cantilevered on the pylon since it does not include a downstream part, such as a turbine casing, intended to be connected to the pylon.
  • a second advantage of the invention is related to the hoisting of the turbomachine which is facilitated thanks to the connecting structure.
  • This link structure includes a link interface with the pylon which defines a docking area for the pylon.
  • a third advantage is linked to the attachment of the accessory box to this connecting structure.
  • the accessory box is therefore not directly attached to the turbomachine, which avoids transmitting mechanical stresses to the turbomachine in operation and limits the aforementioned risk of ovalization of the outer casing of the high-pressure compressor of this turbomachine.
  • the accessory box remains connected to the engine thanks to the connecting structure which connects them together. It is therefore not necessary to dismantle the AGB and to disconnect it from the turbomachine during the hoisting and fixing of the turbomachine to the pylon.
  • the accessory box also retains its advantages in terms of accessibility and maintenance.
  • the invention is applicable to all types of turbomachine (turbojet, turboprop, APU) installed under an aircraft wing, on a wing or behind the fuselage.
  • turbomachine turbojet, turboprop, APU
  • the support 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:
  • connection interface with the pylon is substantially flat and extends over an upper end of the rear axial portion of the connection and support structure
  • said at least one suspension member extends in a substantially vertical second plane, called the front plane, this front plane being at an axial distance from the intermediate plane;
  • said accessory box is suspended from said rear portion by a support device which extends in a substantially vertical third plane, called the rear plane, this rear plane being at an axial distance from the intermediate plane;
  • the connecting structure extends along a first axis of elongation contained in a median plane which is perpendicular to said connecting plane, and the accessory box extends on either side of the median plane;
  • - Said accessory box comprises a front face crossed by a power input and possibly carrying at least one piece of equipment, and a rear face carrying at least one piece of equipment;
  • - Said support device extends upwards from an upper face of the accessory box;
  • said main accessory box is located at 12 o'clock (12 o'clock);
  • said at least one suspension member is located at a free front end of the second portion; -- said at least one suspension member is a snout which comprises:
  • a connecting rod for attachment to the turbomachine which extends in said front plane
  • - A cylindrical body which is engaged in a housing of the free end of the second portion and which is able to pivot in this housing around an axis parallel to said first axis of elongation
  • the intermediate axial portion carries three suspension rods in said rear plane, these three rods comprising:
  • the intermediate axial portion has a length L1 measured along the first elongation axis, which is less than or equal to a length L2 of the front axial portion measured along this axis; alternatively, L1 is greater than or equal to L2;
  • the forward axial portion comprises an upper platform for attaching at least one foot of a stator vane
  • the or each stator vane is a fixed vane or a variable-pitch vane.
  • the present invention also relates to an aircraft turbine engine, comprising a support assembly for a main accessory box as described above, the turbine engine being configured to be mounted cantilevered on a pylon thanks to the connecting structure of the support assembly.
  • the turbomachine 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 turbomachine comprises a gas generator which has a longitudinal axis and drives an unducted propeller, the gas generator comprising from upstream to downstream, in the direction of gas flow, at least one compressor, an annular combustion chamber and at least one turbine, the gas generator defining a main annular flow path for a first air flow and being intended to be surrounded by a secondary annular flow path for a second air flow, the connecting structure being attached to the gas generator such that an elongation axis of the connecting structure is located at a radius measured with respect to the longitudinal axis, which is between the minimum radius and the maximum radius of the helix;
  • the gas generator comprises two compressors, respectively low pressure and high pressure, and an intermediate casing interposed axially between these two compressors, said box of accessories being located just downstream of this intermediate casing;
  • said intermediate casing comprises a central hub connected by radial arms to an annular ferrule extending around the central hub, this annular ferrule being connected to said suspension rods of said intermediate portion;
  • the accessory box is connected to said annular shell by at least two connecting rods;
  • a power input of the accessory box is connected to an intermediate gearbox which is itself connected by another substantially radial shaft to power tapping gears on a shaft of the gas generator;
  • turbomachine further comprises a secondary accessories box which comprises: - at least one shaft connected to a starter,
  • this electric generator or this hydraulic pump being connected to an electric motor or to a hydraulic turbine mounted on the main accessory box, for the electrical supply or hydraulics of this electric motor or this hydraulic turbine;
  • Said secondary accessory box is fixed to said hub of the intermediate casing;
  • Said starter is an electric starter/generator, a hydraulic pump or an air starter;
  • said structure has a generally elongated shape
  • turbomachine is of the shrouded or non-shrouded type, -- said secondary stream is shrouded or unshrouded;
  • - Said propeller is located upstream of the main and secondary streams; alternatively, the helix is located downstream of these veins;
  • the connecting structure is fixed to the gas generator downstream of the propeller; alternatively, the connecting structure is fixed to the gas generator upstream of the propeller;
  • the turbomachine comprises an annular row of stator vanes which is located downstream of the propeller in the secondary stream, the second portion of the structure being located between two adjacent vanes of this row of vanes or carrying one blades of this row of blades; -- the stator vanes are fixed vanes or variable-pitch vanes;
  • stator vanes are located downstream of the propeller in the secondary stream
  • said front plane is located upstream or in line with the leading edges of the blades of the row of blades, and/or said rear plane is located downstream of the trailing edges of the blades of the row of blades;
  • the assembly further comprises a pylon having a second axis of elongation and comprising a front end for attachment to the first portion of the structure; -- the assembly further comprises thrust take-up bars or connecting rods, these connecting rods having front ends fixed to the gas generator and rear ends connected to a spreader fixed to the pylon, behind the structure.
  • Figure 1 is a very schematic view of an assembly comprising an aircraft turbine engine and its attachment pylon, according to the technique prior to the invention
  • FIG.2 Figure 2 is a very schematic view of an aircraft turbomachine and shows points of attachment and suspension to an attachment pylon, according to the technique prior to the invention
  • FIG.3 is a very schematic view of another aircraft turbine engine and shows points of attachment and suspension to an attachment pylon, according to the technique prior to the invention;
  • Figure 4 is a schematic perspective view of an assembly comprising an aircraft turbine engine, an attachment pylon, and a structure for connecting the turbine engine to the pylon;
  • Figure 5 is a schematic side view of the tower and the connecting structure of Figure 4;
  • Figure 6 is a schematic perspective view of a front suspension member of the connecting structure of Figure 4;
  • Figure 7 is another schematic perspective view of the front suspension member of the connecting structure of Figure 4.
  • FIG.8 is a schematic perspective view of the rear suspension rods of the connecting structure of Figure 4.
  • Figure 9 is a schematic side view of the connecting structure of Figure 4 during a hoisting step towards the pylon; and
  • Figure 10 is a schematic perspective and front view of the connection structure and the pylon of Figure 4, and illustrates the moments which apply in operation to the connection points of the structure to the turbomachinery.
  • Figure 11 is a schematic perspective view of an assembly comprising an aircraft turbine engine, an attachment pylon, and a connecting structure of the turbine engine to the pylon, according to an embodiment of the present invention
  • Figure 12 is another schematic perspective view of the assembly of Figure 11;
  • Figure 13 is another schematic perspective view of the assembly of Figure 11, years the attachment pylon;
  • Figure 14 is a view similar to that of Figure 11; and [Fig.15] Figure 15 is a view similar to those of Figures 8 and 10 and shows the connecting rods of the accessory box.
  • FIG. 1 shows a turbomachine 10 for an aircraft, this turbomachine 10 here being a turbofan and twin-body turbojet.
  • Axis A designates the longitudinal axis of the turbomachine.
  • the orthonormal reference XYZ is represented in certain figures including FIG. 1.
  • the direction X is parallel to the axis X and oriented towards the upstream or the front of the turbomachine 10, the axis Y is oriented upwards, and the Z axis is oriented to one side.
  • the turbomachine 10 comprises a gas generator 12 which comprises, upstream to downstream with reference to the flow of gases along the axis A, a LP 14 or low pressure compressor, an HP 16 or high pressure compressor, a chamber annular combustion 18, an HP 20 or high pressure turbine and a LP 22 or low pressure turbine.
  • a gas generator 12 which comprises, upstream to downstream with reference to the flow of gases along the axis A, a LP 14 or low pressure compressor, an HP 16 or high pressure compressor, a chamber annular combustion 18, an HP 20 or high pressure turbine and a LP 22 or low pressure turbine.
  • the HP compressor rotor 16 is connected to the HP turbine rotor 20 by a high pressure shaft
  • the LP compressor rotor 14 is connected to the LP turbine rotor 22 by a low pressure shaft which passes through the high pressure shaft and which drives in rotation a propulsion propeller located upstream of the gas generator 12 and which is surrounded by an annular casing called the fan casing 24.
  • the fan casing 24 is connected to the gas generator 12 by an intermediate casing 26 which comprises a central hub 28 and a series of radial arms connecting the hub 28 to the fan casing 24.
  • the gas generator 12 defines a main annular vein for the flow of a first air flow, called the primary flow.
  • the gas generator 12 is surrounded by a secondary annular vein for the flow of a second air flow, called secondary flow.
  • the air flow entering the fan is divided into a part forming the primary flow.
  • the air from this primary flow is compressed in the LP compressors 14 and HP 16, then mixed with fuel and burned in the combustion chamber 18.
  • the combustion gases from the primary flow are then expanded in the HP 20 and LP 22 turbines and finally flow into an exhaust nozzle 30.
  • the other part of the air flow entering the fan forms the secondary flow which flows around the gas generator 12 and which is intended to be mixed with the primary flow downstream of the nozzle 30.
  • the turbomachine 10 is fixed to an element of the aircraft via a pylon 32 which has a generally elongated shape along the axis A and therefore comprises an axis of elongation B parallel to the axis A.
  • the pylon 32 comprises members 34, 38 for fixing and suspending the turbomachine 10.
  • FIGS 1 to 3 illustrate the state of the art prior to the present invention.
  • FIGS. 1 and 2 there are three points or fixing zones of the pylon 32 to the turbomachine 10. Two of the points are located in an upstream or front plane P1 perpendicular to the axis A and the last point is located in a downstream or rear plane P2 perpendicular to the axis A.
  • a first fixing member 34 ensures the connection of the pylon 32 to the fan casing 24.
  • the fixing member 38 ensures the fixing of the pylon 32 to a turbine casing or exhaust 40.
  • This fixing member 38 is also connected by thrust take-up bars or connecting rods 36 to the hub 28 of the intermediate casing 26. These bars 36 ensure the transmission of the thrust from the turbomachine 10 to the pylon 32 and therefore to the 'aircraft.
  • FIG. 4 illustrates a cantilevered connecting and fixing structure 50 of an aircraft turbine engine 10 to a pylon 32.
  • the turbine engine 10 is partially illustrated in FIG. 4 and the preceding description in relation to FIG. 1 can be applied to the turbine engine 10 of FIG. 4 except as regards the attachment of the turbine engine 10 to the pylon 32.
  • the fan casing 24 is not shown because this technology applies to a propeller 52 which is faired by such a casing 24 to form a fan, or which on the contrary is not faired.
  • the propeller 52 comprises blades which extend radially with respect to the axis A of the turbine engine 10.
  • the blades of the propeller 52 extend between a minimum radius Rmin measured at the level of the blade roots from the axis A, and a maximum radius Rmax measured from the tips of the blades from the axis A.
  • primary F2 which flows in the gas generator 12, and in a secondary flow F3 which flows around the gas generator 12.
  • the turbomachine 10 Downstream of the propeller 52, the turbomachine 10 comprises fixed stator vanes 54, commonly called OGV (acronym for Outer Guide Vanes). These vanes 54 extend radially with respect to the axis A from a ferrule of the intermediate casing 26.
  • OGV an outer guide Vane
  • the pylon 32 has its axis of elongation B parallel to the axis A and its upstream or front end is located downstream of the trailing edges 54b of the blades 54.
  • the pylon 32 has its front end 32a which is located at or at above the intermediate casing 26.
  • a specificity of the assembly is linked to the position of the pylon 32 with respect to the secondary flow F3.
  • the pylon 32 of Figure 4 extends closer to the gas generator 12.
  • the axis of elongation B is thus located at a radius of the axis A, which is between Rmin and Rmax.
  • the turbomachine 10 which is fixed cantilevered to the pylon 32 is connected to the latter by thrust take-up bars 36.
  • the connecting rods 36 are arranged symmetrically with respect to a vertical median plane passing through the axis A. They each have front ends 36a fixed to the gas generator 12, for example at the level of the intermediate casing 26 , and rear ends 36b connected to a beam 56 fixed to the pylon 32, at a distance from its axial end 32a.
  • the ends 36a, 36b of the connecting rods 36 are preferably articulated by ball joints, respectively to yokes integral with the intermediate casing 26, and yokes integral with the spreader bar 56.
  • the turbomachine 10 is fixed and suspended from the pylon 32 by means of a single connecting structure 50 which defines two planes, respectively front P1 and rear P2, of suspension of the turbomachine from the pylon.
  • the connecting structure 50 is located at the front end 32a of the pylon 32, so that the rear suspension plane of the turbine engine 10 is closer to the front and the front plane P1, which allows the cantilever assembly of the turbine engine 10.
  • Figures 5 to 8 allow a better view of the characteristics of the connecting structure 50.
  • the connecting structure 50 has a generally elongated shape and has an axis of elongation C parallel to the axes A, B.
  • the structure 50 essentially comprises two axial portions, namely:
  • FIG. 5 shows that the intermediate portion 50a has a length L1 measured along the axis C, which is less than or equal to the length L2 of the front portion 50b measured along this axis .
  • the intermediate portion 50a has an upper end 60 which defines a substantially horizontal interface plane P3 with the pylon 32.
  • This intermediate portion 50a further comprises a lower end carrying suspension rods 62, 64 which are intended to be connected to the turbine engine 10 and which extend in the rear plane P2.
  • the front portion 50b comprises at least one suspension member 66 which is intended to be connected to the turbine engine 10 and which extends in the front plane, P1.
  • the connecting structure 50 can be formed from a single piece or from several assembled pieces.
  • it comprises a main beam 68 which forms the intermediate portion 50a and an upper part of the front portion 50b.
  • the lower part of the front portion 50b is then formed by a structural part 70 added and fixed under the beam 68, as shown in FIG. 7, but which can be integrated into this beam 68.
  • the interface plane P4 between the beam 68 and the piece 70 can be substantially horizontal.
  • the suspension member 66 is located at a free front end of the front portion 50b and is here formed by a snout which comprises:
  • the connecting structure 50 is connected to the turbomachine 10 by a sliding pivot connection allowing rotational movements around the axis D.
  • the member 66 can be configured to leave a degree of freedom to the turbomachine 10 along the axis X. In other words, the member 66 may not be configured to take up the forces of the turbomachine 10 and transmit them to the pylon 32 in the X direction. The member 66 is therefore advantageously configured to take up the forces in the Y and Z directions.
  • the connecting structure 50 comprises three suspension rods 62, 64 in the rear plane P2, among which:
  • the connecting rods 62, 64 have their ends which are articulated by ball joints respectively to yokes 78 integral with the gas generator (in particular at the level of the intermediate casing), and to the portion 50a.
  • the connecting rods 62, 64 are configured to take up and transmit the forces applied to the turbomachine in the Y and Z directions and the moments along the X direction.
  • FIG. 10 shows that the forces in the Y and Z directions are taken up by the connecting rods 62 (arrows F6), and that the connecting rod 64 picks up the moments in the direction X (arrow F7).
  • the push rods 36 take up the forces in the direction X.
  • the connecting structure 50 extends forward in the extension of the pylon 32 and is fixed to the gas generator 12, downstream of the propeller 52, so that its axis of elongation C is located at a radius measured with respect to the axis A, which is between the radius Rmin and Rmax.
  • the front portion 50b of the structure 50 is located at the level of the fixed vanes 54 and two configurations are then possible.
  • the front portion 50b of the structure 50 carries one of the blades 54.
  • the front portion 50b comprises an upper platform 79 configured to be connected or secured to a blade 54, in particular to that located at 12 o'clock.
  • this upper platform 79 can carry a root blank 80 configured to be fixed to the root of a blade 54.
  • the front portion 50b of the structure 50 is located between two adjacent blades 54.
  • the vanes 54 are of the variable-pitch type and are therefore each able to be positioned angularly around a radial axis with a precise angle.
  • the structure 50 can comprise a mechanism for guiding the root of the blade 54, such as a bearing, or an actuation system comprising for example connecting rods, a gear, an actuator, etc.
  • the structure 50 could support two blades 54 or even more.
  • Figure 5 shows that, in the example shown, the front plane P1 is located upstream or to the right of the leading edges 54a of the blades 54, and the rear plane P2 is located downstream of the trailing edges 54b of the blades 54 and is intended to pass at the level of the intermediate casing of the turbomachine.
  • FIG. 9 illustrates a step and a method for hoisting a turbomachine 10 equipped with the connecting structure 50 up to the pylon 32.
  • the turbomachine is not represented in this drawing, it should be understood that the structure 50 is previously fixed to the turbomachine, that is to say that the flange 72 of its member 66 is fixed to a complementary flange of the gas generator 12, upstream or in line with the leading edges 54a of the blades 54, as mentioned in the above, and the connecting rods 62, 64 are attached to the gas generator as well.
  • the structure 50 therefore has the advantage of being able to be fixed on the turbomachine in the assembly line of the latter. Thrust take-up connecting rods 36 can also be attached to turbomachine 10.
  • the turbomachine can be moved on the ground using a trolley or suspended and moved using one or more hoists.
  • the turbomachine is positioned under the pylon 32 so that the axes B and C are parallel and the portion 50a of the structure 50 is located just below the pylon 32, as illustrated in FIG. 9.
  • the turbomachine is then hoisted towards the pylon 32, by a single movement in vertical translation from the bottom upwards (arrows F5), until the portion 50a and the pylon are supported in the interface plane P3.
  • the structure 50 can then be fixed to the pylon 32, for example by means of the screw-nut type or the like.
  • the spreader bar 56 attached to the connecting rods 36 can also be attached to the pylon behind the structure 50, as shown in Figure 5.
  • FIGS. 11 to 15 illustrate a preferred embodiment of the present invention which uses a connecting structure 50 as described in the foregoing, and which relates to a support assembly for a main accessory box 82 of a turbomachine. , said assembly comprising this connecting structure 50.
  • the turbomachine 10 is of the same type as that represented in FIG. 4 and described above. However, the invention is not limited to this type of turbomachine (with a non-ducted fan) and could be applied to another type of turbomachine, such as a turbomachine with a ducted fan of the bypass turbojet type for example.
  • the connecting structure 50 differs from that described above in that it further comprises a third axial portion, namely a rear axial portion 50c which extends behind the intermediate portion 50a and intended to extend under the pylon 32.
  • This rear axial portion 50c can be formed in one piece with the intermediate portion 50a.
  • this rear portion 50c carries a main accessory box 82, also called AGB as mentioned above.
  • This accessory box 82 comprising at least one power input 88 and gears (not visible) coupled to at least one output shaft (not visible) intended for driving at least one piece of equipment 86.
  • this equipment 86 there may for example be an electric motor, an electric generator, a hydraulic pump, etc., as will be described in more detail below.
  • the accessory box 82 is located at 12 o'clock (12 o'clock) and just downstream of the intermediate casing 26.
  • the accessory box 82 comprises a front face 82a oriented upstream, a rear face 82b oriented downstream, and upper 82c and lower 82d faces which interconnect the faces 82a, 82b .
  • the accessory box 82 may have a generally curved shape around the turbine engine 10.
  • the upper face 82c then has a convex curved shape and the lower face 82d has a concave curved shape.
  • the faces 82a, 82b can have a radial or perpendicular orientation to the axis A of the turbomachine 10.
  • the equipment 86 is generally located on the front face 82a and/or the rear face 82b of the accessory box 82.
  • the accessory box 82 is suspended from the rear portion 50c of the connecting structure 50 by at least one support device 84 which may include at least one connecting rod.
  • this support device 84 extends in a substantially vertical third plane, called the rear plane P5.
  • This rear plane P5 is at an axial distance from the intermediate plane P2 described above.
  • the axis of elongation C of the connecting structure 50 is contained in a median plane P6 which is perpendicular to the connecting plane P3 and which passes substantially through this support device 84 in the example illustrated in FIG. 13.
  • This device 84 may include at least one connecting rod which extends to the structure from the upper face 82c of the accessory box 82.
  • the support device 84 comprises two connecting rods which respectively extend from the connecting structure 50 to the opposite ends of the accessory box 82.
  • the rear axial portion 50c and the ends connecting rods may include clevises 85 for articulation to the connecting rods.
  • These connecting rods are thus located on either side of the aforementioned plane P6.
  • Figures 11 to 13 show that the accessory box 82 is connected to the first ends of at least two connecting rods 87 whose opposite second ends are connected to the turbine engine 10, and more particularly to a ferrule 27 of the intermediate casing 26. This ferrule 27 is connected to hub 28 of intermediate casing 26 by radial arms which are not shown in the drawings for greater clarity.
  • the median plane P6 passes substantially between the connecting rods 87 and for example at an equal distance from these connecting rods 87, as illustrated in FIG. 13. These connecting rods 87 extend upstream and as far as the ferrule 27 from the front face 82a from the accessory box 82.
  • the support device 84 and the connecting rods 87 are preferably positioned and configured to ensure isostatic mounting of the accessory box 82.
  • the connecting rods 87 are moreover preferably configured to allow (micro) displacements in the three directions with respect to to the intermediate casing 26.
  • the aforementioned median plane P6 also passes substantially through the power input 88 of the accessory box 82.
  • This power input 88 can be a power transmission shaft, an electrical or hydraulic power passage conduit or cable, pneumatic, etc
  • this power input 88 is formed by a shaft 90 which crosses the front face 82a of the accessory box 82.
  • Shaft 90 extends substantially parallel to axis C and is connected to an intermediate gearbox 92 (also called TGB, acronym for Transfer GearBox).
  • This TGB is itself connected by another substantially radial shaft 94 to an internal gear box 96 (also called IGB, acronym for Inlet GearBox).
  • the TGB is for example fixed on the ferrule 27 of the intermediate casing 26.
  • the IGB is mounted in the gas generator and makes it possible to draw power from an engine shaft.
  • the shaft 90 is preferably connected to the AGB and to the TGB by flexibility devices (conventionally coupling devices with domed splines or cardan type) which allow movement in the three directions.
  • Figure 11 shows that the assembly according to the invention may further comprise a secondary accessory box 98 which is preferably fixed to the hub 28 of the intermediate casing 26 and which comprises:
  • a secondary accessory box 98 can for example be connected to the hub of the intermediate casing and take mechanical power from a shaft of the gas generator in a manner known per se, as carried out for the accessory box described in application FR- A1-3017660.
  • the electric generator 102 is preferably connected to an electric motor 104 mounted on the main accessory box 82, with a view to supplying electric power to this electric motor 104.
  • This type of architecture is called distributed electric architecture.
  • this pump is connected to a motor or to a hydraulic turbine mounted on the main accessory box 82, for the hydraulic supply of this pump. It is the hydraulic transposition of the distributed electrical architecture.
  • Starter 100 can be an electric starter/generator, hydraulic pump, air starter, etc.
  • the engine 104 forms one of the equipment items 86 of the accessory box 82.
  • Another of these pieces of equipment 86 can be an air power turbine (for example to drive the gears and therefore the equipment). This turbine can be powered by air taken from the high pressure compressor.

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Abstract

Ensemble de supportage d'une boite d'accessoires principale (82) d'une turbomachine (10) d'aéronef, ladite boite d'accessoires (82) comportant des engrenages et portant au moins un équipement (86) entraîné par ces engrenages, l'ensemble de supportage étant caractérisé en ce que qu'il comprend une structure (50) de liaison et de support de la turbomachine (10) à un pylône (32) de l'aéronef, la structure (50) comportant : - une portion axiale intermédiaire (50a) de fixation au pylône (32), comportant une extrémité supérieure qui définit une interface de liaison (P3) avec le pylône (32), ladite portion intermédiaire (50a) portant des bielles (62, 64) de suspension qui sont destinées à être reliées à la turbomachine (10), - une portion axiale avant (50b) s'étendant en avant de ladite portion intermédiaire (50a) et comprenant au moins un organe de suspension (66) qui est destiné à être relié à la turbomachine (10), et - une portion axiale arrière (50c) s'étendant en arrière de ladite portion intermédiaire (50a) et portant la boite d'accessoires principale (82).

Description

DESCRIPTION
TITRE : ENSEMBLE DE SUPPORTAGE D’UNE BOITE D’ACCESSOIRES D’UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale d’une turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technique
L’arrière -plan technique comprend notamment les documents US-A- 4,068,470, US-A1 -2019/218977 et US-A-5,687,561.
Une turbomachine d’aéronef comprend un générateur de gaz qui comporte classiquement, d’amont en aval, par référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine. Dans le cas d’un turboréacteur à double corps, respectivement basse pression et haute pression, le générateur de gaz comporte successivement un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, la chambre de combustion, la turbine haute pression et la turbine basse pression. Le générateur de gaz définit une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, appelé flux primaire, qui traverse les compresseurs, la chambre de combustion et les turbines.
Le rotor du compresseur haute pression est relié au rotor de la turbine haute pression par un arbre haute pression. Le rotor du compresseur basse pression et relié au rotor de la turbine basse pression par un arbre basse pression qui traverse l’arbre haute pression et qui entraîne en rotation une hélice de propulsion située en général à l’amont du générateur de gaz. Lorsque cette hélice est carénée et donc entourée par un carter annulaire, appelé carter de soufflante, cette hélice est appelée soufflante et génère un flux d’air qui s’écoule autour du générateur de gaz et est appelé flux secondaire. Lorsque l’hélice n’est pas carénée, elle génère également un flux d’air qui s’écoule autour du générateur de gaz. La turbomachine est fixée à un élément de l’aéronef, tel qu’une voilure ou le fuselage, par l’intermédiaire d’un pylône d’accrochage ou de fixation aussi appelé mât. Ce pylône a en général une forme générale allongée et comprend une poutre qui s’étend parallèlement à l’axe longitudinal de la turbomachine. Dans le cas où la turbomachine est fixée sous une voilure de l’aéronef, le pylône est situé à 12h (12 heures) par analogie avec le cadran d’une horloge.
Dans la technique actuelle, le pylône comprend des organes amont de fixation et de suspension de la turbomachine qui sont dédiés à un type de turbomachine et qui ne peuvent pas être utilisés pour un autre type de turbomachine. Ces organes de fixation sont par exemple destinés à être fixés sur le carter de soufflante d’une turbomachine, qui entoure l’hélice de soufflante, et qui ne peuvent donc pas être utilisés pour une turbomachine à hélice non carénée car cette turbomachine ne comporte pas de carter de soufflante.
Par ailleurs, le pylône de fixation peut comprendre des organes aval de fixation et de suspension de l’extrémité aval d’une turbomachine. Cette configuration entraîne cependant des inconvénients. En effet, en fonctionnement, le générateur de gaz assure une transmission des efforts entre les points de fixation amont et aval au pylône, qui se traduisent par des déformations du générateur et de gaz et par des modifications des jeux entre les rotors et les stators du générateur de gaz. Le générateur de gaz est ainsi soumis à un moment généré par les efforts axiaux (poussée et reprise de poussée désaxées). La turbomachine est en outre soumise à un moment généré par la dissymétrie d’efforts axiaux sur les aubes de l’hélice de soufflante, et à des efforts provenant de la captation d’air (efforts de manche) par la turbomachine.
On comprend donc que les performances et l’opérabilité de la turbomachine peuvent être affectées par ces efforts. Une solution à ce problème consisterait à fixer en porte-à-faux la turbomachine au pylône. Cela reviendrait donc à suspendre une partie avant ou amont de la turbomachine au pylône et à laisser libre la partie arrière ou aval de la turbomachine, telle que son carter de turbine par exemple. Une autre problématique est liée au hissage de la turbomachine depuis une station de stockage posé au sol jusqu’au pylône auquel la turbomachine est destinée à être fixée. Le hissage d’une turbomachine peut nécessiter des déplacements selon plusieurs directions jusqu’à ce que la turbomachine accoste le pylône et puisse être fixée au pylône.
Un autre inconvénient de la technique actuelle est lié à la position et au montage de la boite d’accessoires principale sur le générateur de gaz. Dans la présente demande, on entend par « boite d’accessoires », une boite d’engrenages (de l’anglais gearbox) qui porte et entraîne des équipements ou accessoires de la turbomachine, tels qu’une pompe, un générateur, etc. Cette boite d’accessoires est communément appelée AGB qui est l’acronyme de l’anglais Accessory GearBox.
Dans la plupart des cas, l’AGB est montée autour du carter de soufflante, ou est située dans un compartiment inter-veines c’est-à-dire dans un compartiment situé entre les veines d’écoulement des flux primaire et secondaire. Lorsque cela est possible, l’AGB est fixée dans ce compartiment sur un carter externe du compresseur haute pression. L’AGB est située à 6h (6 heures) et suspendue par des bielles à ce carter externe. C’est notamment le cas dans les documents US-A-4,437,627 et US-A1 -6,260,351. Toutefois, certaines turbomachines, en particulier celles ayant un taux de dilution relativement important, ont un compresseur haute pression et un carter externe de diamètre relativement faible. Ce carter externe est très sensible aux déformations mécaniques qui ont tendance à l’ovaliser. Cette distorsion est néfaste pour les performances de la turbomachine et en particulier pour le compresseur haute pression car elle impacte les jeux entre le rotor et le stator de ce compresseur. Il est donc préférable de ne pas monter d’équipements lourds et de ne pas solliciter mécaniquement ce carter externe en fonctionnement.
La fixation ou la suspension de l’AGB au carter externe du compresseur haute pression n’est donc pas toujours possible ou souhaitable.
Il a déjà été proposé, par exemple dans le document US-A1 -2010/0193631, de monter l’AGB dans le pylône de fixation. Cependant, l’intégration de l’AGB dans le pylône n’est pas toujours possible et cette configuration n’est proposée que pour des turbomachines à soufflante (hélice carénée).
Il a également déjà été proposé de suspendre l’AGB à un pylône de fixation, comme dans le document FR-A1-2952672. A nouveau, cette configuration n’est proposée que pour des turbomachines à soufflante (hélice carénée). De plus, elle concerne un type de suspension dans lequel le pylône traverse vers l’intérieur et en direction de l’amont la veine d’écoulement du flux secondaire pour se raccorder à un moyeu de carter intermédiaire.
Dans le cas où le pylône est fixé au carter de soufflante, à l’extérieur de la veine du flux secondaire, l’AGB risque d’être disposée au moins en partie dans cette veine et de faire obstacle à une section importante de cette veine. Ceci n’est pas acceptable d’un point de vue aérodynamique, car cela entraîne une augmentation des pertes de charges donc une surconsommation de carburant de la turbomachine. La présente invention propose un perfectionnement aux technologies actuelles, qui permet de résoudre au moins une partie des problèmes et inconvénients évoqués ci-dessus.
Résumé de l'invention L’invention concerne un ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale d’une turbomachine d’aéronef, ladite boite d’accessoires comportant des engrenages et portant au moins un équipement entraîné par ces engrenages, l’ensemble de supportage étant caractérisé en ce que qu’il comprend une structure de liaison et de support de la turbomachine à un pylône de l’aéronef, la structure comportant :
- une portion axiale intermédiaire de fixation au pylône, comportant une extrémité supérieure qui définit une interface de liaison avec le pylône, ladite portion intermédiaire portant des bielles de suspension qui sont destinées à être reliées à la turbomachine, - une portion axiale avant s’étendant en avant de ladite portion intermédiaire et comprenant au moins un organe de suspension qui est destiné à être relié à la turbomachine, et - une portion axiale arrière s’étendant en arrière de ladite portion intermédiaire et portant la boite d’accessoires principale.
La structure de liaison de l’ensemble de supportage selon l’invention présente de nombreux avantages. Un premier avantage est qu’elle permet de suspendre la turbomachine avec des suspensions avant et arrière qui sont rapprochées et intégrées au sein de la structure, ce qui permet d’avoir une structure unique de suspension de la turbomachine. La structure est de préférence reliée à une partie amont de la turbomachine, telle qu’un carter intermédiaire. La turbomachine est alors destinée à être montée en porte-à- faux sur le pylône puisqu’elle ne comprend pas de partie aval, telle qu’un carter de turbine, destinée à être reliée au pylône.
Un second avantage de l’invention est lié au hissage de la turbomachine qui est facilité grâce à la structure de liaison. Cette structure de liaison comprend une interface de liaison avec le pylône qui définit une zone d’accostage du pylône. Lors du hissage de la turbomachine, celle-ci peut simplement être déplacée dans une direction verticale unique du bas vers le haut, jusqu’à ce que la structure soit en appui sur le pylône au niveau de cette interface. La structure est alors fixée au pylône.
Un troisième avantage est lié à la fixation de la boite d’accessoires sur cette structure de liaison. La boite d’accessoires n’est donc pas directement fixée sur la turbomachine, ce qui évite de transmettre des sollicitations mécaniques à la turbomachine en fonctionnement et limite le risque précité d’ovalisation du carter externe du compresseur haute pression de cette turbomachine. Lors du hissage de la turbomachine, la boîte d’accessoires reste reliée au moteur grâce à la structure de liaison qui les relie ensemble. Il n’est donc pas nécessaire de démonter l’AGB et de la déconnecter de la turbomachine lors du hissage et de la fixation de la turbomachine au pylône. La boite d’accessoires conserve par ailleurs ses avantages en termes d’accessibilité et de maintenance. L’invention est applicable à tous les types de turbomachine (turboréacteur, turbopropulseur, APU) installés sous une voilure d’aéronef, sur une voilure ou en arrière fuselage. L’ensemble de supportage 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 :
- l’interface de liaison avec le pylône est sensiblement plane et s’étend sur une extrémité supérieure de la portion axiale arrière de la structure de liaison et de support ;
- lesdites bielles s’étendent dans un premier plan sensiblement vertical, appelé plan intermédiaire ;
- ledit au moins un organe de suspension s’étend dans un second plan sensiblement vertical, appelé plan avant, ce plan avant étant à distance axiale du plan intermédiaire ;
- ladite boîte d’accessoires est suspendue à ladite portion arrière par un dispositif de support qui s’étend dans un troisième plan sensiblement vertical, appelé plan arrière, ce plan arrière étant à distance axiale du plan intermédiaire ;
- ladite boite d’accessoires est reliée à des premières extrémités d’au moins deux bielles dont des secondes extrémités opposées sont destinées à être reliées à la turbomachine ;
- la structure de liaison s’étend selon un premier axe d’allongement contenu dans un plan médian qui est perpendiculaire audit plan de liaison, et la boite d’accessoires s’étend de part et d’autre du plan médian ;
- ladite boite d’accessoires comprend une face avant traversée par une entrée de puissance et portant éventuellement au moins un équipement, et une face arrière portant au moins un équipement ; - ledit dispositif de support s’étend vers le haut depuis une face supérieure de la boite d’accessoires ;
-- ladite boite d’accessoires principale est située à 12h (12 heures) ;
-- ledit au moins un organe de suspension est situé à une extrémité avant libre de la seconde portion ; -- ledit au moins un organe de suspension est un groin qui comprend :
- une bielle de fixation à la turbomachine, qui s’étend dans ledit plan avant, et - un corps cylindrique qui est engagé dans un logement de l’extrémité libre de la seconde portion et qui est apte à pivoter dans ce logement autour d’un axe parallèle audit premier axe d’allongement ;
-- la portion axiale intermédiaire porte trois bielles de suspension dans ledit plan arrière, ces trois bielles comportant :
- deux bielles latérales s’étendant respectivement d’un côté et de l’autre de la portion axiale intermédiaire, de manière symétrique par rapport à un plan médian vertical passant par ledit premier axe d’allongement, et
- une bielle centrale située sous la portion axiale intermédiaire ;
-- la portion axiale intermédiaire a une longueur L1 mesurée le long du premier axe d’allongement, qui est inférieure ou égale à une longueur L2 de la portion axiale avant mesurée le long de cet axe ; en variante, L1 est supérieure ou égale à L2 ;
-- la portion axiale avant comprend une plateforme supérieure de fixation d’au moins un pied d’une aube de redresseur ;
-- la ou chaque aube de redresseur est une aube fixe ou une aube à calage variable.
La présente invention concerne encore une turbomachine d’aéronef, comprenant un ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale tel que décrit ci-dessus, la turbomachine étant configurée pour être montée en porte-à-faux sur un pylône grâce à la structure de liaison de l’ensemble de supportage.
La turbomachine 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 :
- la turbomachine comporte un générateur de gaz qui présente un axe longitudinal et entraîne une hélice non carénée, le générateur de gaz comprenant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine, le générateur de gaz définissant une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air et étant destiné à être entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, la structure de liaison étant fixée au générateur de gaz de sorte qu’un axe d’allongement de la structure de liaison soit situé à un rayon mesuré par rapport à l’axe longitudinal, qui soit compris entre le rayon minimal et le rayon maximal de l’hélice ;
- le générateur de gaz comprend deux compresseurs, respectivement basse pression et haute pression, et un carter intermédiaire intercalé axialement entre ces deux compresseurs, ladite boîte d’accessoires étant située juste en aval de ce carter intermédiaire ;
- ledit carter intermédiaire comprend un moyeu central relié par des bras radiaux à une virole annulaire s’étendant autour du moyeu central, cette virole annulaire étant reliée auxdites bielles de suspension de ladite portion intermédiaire ;
- la boite d’accessoires est reliée à ladite virole annulaire par au moins deux bielles ;
- une entrée de puissance de la boîte d’accessoires est reliée à une boîte d’engrenages intermédiaire qui est elle-même reliée par un autre arbre sensiblement radial à des engrenages de prélèvement de puissance sur un arbre du générateur de gaz ;
- la turbomachine comprend en outre une boite d’accessoires secondaire qui comprend : - au moins un arbre relié à un démarreur,
- et au moins un arbre relié à un générateur électrique ou une pompe hydraulique, ce générateur électrique ou cette pompe hydraulique étant relié à un moteur électrique ou à une turbine hydraulique montée sur la boite d’accessoires principale, en vue de l’alimentation électrique ou hydraulique de ce moteur électrique ou de cette turbine hydraulique ;
- ladite boite d’accessoires secondaire est fixée audit moyeu du carter intermédiaire ; -- ledit démarreur est un démarreur/générateur électrique, une pompe hydraulique ou un démarreur à air ;
-- ladite structure a une forme générale allongée,
-- ladite turbomachine est du type caréné ou non caréné, -- ladite veine secondaire est carénée ou non carénée ;
-- ladite hélice est située en amont des veines principale et secondaire ; en variante, l’hélice est située en aval de ces veines ;
-- la structure de liaison est fixée au générateur de gaz en aval de l’hélice ; en variante, la structure de liaison est fixée au générateur de gaz en amont de l’hélice ;
-- la turbomachine comprend une rangée annulaire d’aubes de redresseur qui est située en aval de l’hélice dans la veine secondaire, la seconde portion de la structure étant située entre deux aubes adjacentes de cette rangée d’aubes ou portant l’une des aubes de cette rangée d’aubes ; -- les aubes de redresseur sont des aubes fixes ou des aubes à calage variable ;
-- les aubes de redresseur sont situées en aval de l’hélice dans la veine secondaire ;
- ledit plan avant est situé en amont ou au droit de bords d’attaque des aubes de la rangée d’aubes, et/ou ledit plan arrière est situé en aval de bords de fuite des aubes de la rangée d’aubes ;
-- l’ensemble comprend en outre un pylône ayant un second axe d’allongement et comportant une extrémité avant de fixation à la première portion de la structure ; -- l’ensemble comprend en outre des barres ou bielles de reprise de poussée, ces bielles comportant des extrémités avant fixées au générateur de gaz et des extrémités arrière reliées à un palonnier fixé au pylône, en arrière de la structure. Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront 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 comportant une turbomachine d’aéronef et son pylône d’accrochage, selon la technique antérieure à l’invention ;
[Fig.2] la figure 2 est une vue très schématique d’une turbomachine d’aéronef et montre des points de fixation et de suspension à un pylône d’accrochage, selon la technique antérieure à l’invention ;
[Fig.3] la figure 3 est une vue très schématique d’une autre turbomachine d’aéronef et montre des points de fixation et de suspension à un pylône d’accrochage, selon la technique antérieure à l’invention ; [Fig.4] la figure 4 est une vue schématique en perspective d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef, un pylône d’accrochage, et une structure de liaison de la turbomachine au pylône ;
[Fig.5] la figure 5 est une vue schématique de côté du pylône et de la structure de liaison de la figure 4 ; [Fig.6] la figure 6 est une vue schématique en perspective d’un organe de suspension avant de la structure de liaison de la figure 4 ;
[Fig.7] la figure 7 est autre une vue schématique en perspective de l’organe de suspension avant de la structure de liaison de la figure 4 ;
[Fig.8] la figure 8 est une vue schématique en perspective de bielles de suspension arrière de la structure de liaison de la figure 4 ;
[Fig.9] la figure 9 est une vue schématique de côté de la structure de liaison de la figure 4 lors d’une étape de hissage vers le pylône ; et [Fig.10] la figure 10 est une vue schématique en perspective et de face de la structure de liaison et du pylône de la figure 4, et illustrent les moments qui s’appliquent en fonctionnement aux points de liaison de la structure à la turbomachine.
[Fig.11 ] la figure 11 est une vue schématique en perspective d’un ensemble comportant une turbomachine d’aéronef, un pylône d’accrochage, et une structure de liaison de la turbomachine au pylône, selon un mode de réalisation de la présente invention ;
[Fig.12] la figure 12 est une autre vue schématique en perspective de l’ensemble de la figure 11 ; [Fig.13] la figure 13 est une autre vue schématique en perspective de l’ensemble de la figure 11 , ans le pylône d’accrochage ;
[Fig.14] la figure 14 est une vue similaire à celle de la figure 11 ; et [Fig.15] la figure 15 est une vue similaire à celles des figures 8 et 10 et montrent des bielles de liaison de la boite d’accessoires.
Description détaillée de l'invention
La figure 1 montre une turbomachine 10 pour un aéronef, cette turbomachine 10 étant ici un turboréacteur à double flux et double corps L’axe A désigne l’axe longitudinal de la turbomachine. Le repère orthonormé XYZ est représenté dans certaines figures dont la figure 1. La direction X est parallèle à l’axe X et orientée vers l’amont ou l’avant de la turbomachine 10, l’axe Y est orienté vers le haut, et l’axe Z est orienté vers un côté.
La turbomachine 10 comprend un générateur de gaz 12 qui comporte d’amont en aval par référence à l’écoulement des gaz le long de l’axe A, un compresseur BP 14 ou basse pression, un compresseur HP 16 ou haute pression, une chambre annulaire de combustion 18, une turbine HP 20 ou haute pression et une turbine BP 22 ou basse pression.
Bien que cela ne soit pas visible dans la figure 1 , le rotor du compresseur HP 16 est relié au rotor de la turbine HP 20 par un arbre haute pression, et le rotor du compresseur BP 14 et relié au rotor de la turbine BP 22 par un arbre basse pression qui traverse l’arbre haute pression et qui entraîne en rotation une hélice de propulsion située à l’amont du générateur de gaz 12 et qui est entourée par un carter annulaire appelé carter de soufflante 24. Le carter de soufflante 24 est relié au générateur de gaz 12 par un carter intermédiaire 26 qui comprend un moyeu central 28 et une série de bras radiaux de liaison du moyeu 28 au carter de soufflante 24.
Le générateur de gaz 12 définit une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air, appelé flux primaire. Le générateur de gaz 12 est entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, appelé flux secondaire.
Le flux d’air entrant dans la soufflante se divise en une partie formant le flux primaire. L’air de ce flux primaire est comprimé dans les compresseurs BP 14 et HP 16, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 18. Les gaz de combustion du flux primaire sont ensuite détendus dans les turbines HP 20 et BP 22 et s’écoulent enfin dans une tuyère d’échappement 30. L’autre partie du flux d’air entrant dans la soufflante forme le flux secondaire qui s’écoule autour du générateur de gaz 12 et qui est destiné à être mélange au flux primaire en aval de la tuyère 30.
La turbomachine 10 est fixé à un élément de l’aéronef par l’intermédiaire d’un pylône 32 qui a une forme générale allongée le long de l’axe A et comprend donc un axe d’allongement B parallèle à l’axe A. Le pylône 32 comporte des organes 34, 38 de fixation et de suspension de la turbomachine 10.
Les figures 1 à 3 illustrent l’état de la technique antérieur à la présente invention.
Dans le premier cas illustré aux figures 1 et 2, il y a trois points ou zones de fixation du pylône 32 à la turbomachine 10. Deux des points sont situés dans un plan amont ou avant P1 perpendiculaire à l’axe A et le dernier point est situé dans un plan aval ou arrière P2 perpendiculaire à l’axe A.
Au niveau du plan P1 , un premier organe de fixation 34 assure la liaison du pylône 32 au carter de soufflante 24. Au niveau du plan P2, l’organe de fixation 38 assure la fixation du pylône 32 à un carter de turbine ou d’échappement 40. Cet organe de fixation 38 est en outre relié par des barres ou bielles de reprise de poussée 36 au moyeu 28 du carter intermédiaire 26. Ces barres 36 assurent la transmission de la poussée de la turbomachine 10 au pylône 32 et donc à l’aéronef. Dans le second cas illustré à la figure 3, il y a seulement les deux points de fixation dans le plan P1 précité, et donc la turbomachine est fixée en porte-à- faux au pylône 32. Dans ce cas, au niveau du plan P1 , l’organe de fixation 34 assure la liaison du pylône 32 au carter de soufflante 24, et des bielles de reprise de poussée 36 assurent la liaison du moyeu 28 du carter intermédiaire 26 au pylône 32, par l’intermédiaire d’un organe de fixation (non représenté) qui est fixé au pylône sans être fixé à la turbomachine. La figure 4 illustre une structure de liaison 50 et de fixation en porte-à-faux d’une turbomachine 10 d’aéronef à un pylône 32.
La turbomachine 10 est illustrée partiellement à la figure 4 et la description qui précède en relation avec la figure 1 peut s’appliquer à la turbomachine 10 de la figure 4 sauf en ce qui concerne la fixation de la turbomachine 10 au pylône 32. Dans cette figure, le carter de soufflante 24 n’est pas représenté car cette technologie s’applique à une hélice 52 qui est carénée par un tel carter 24 pour former une soufflante, ou qui au contraire qui n’est pas carénée. L’hélice 52 comprend des aubes qui s’étendent radialement par rapport à l’axe A de la turbomachine 10. Les aubes de l’hélice 52 s’étendent entre un rayon minimal Rmin mesuré au niveau des pieds de aubes depuis l’axe A, et un rayon maximal Rmax mesuré depuis les sommets des aubes depuis l’axe A. Comme évoqué dans ce qui précède, le flux d’air F1 qui traverse l’hélice 52 est divisé en aval de l’hélice 52 en un flux primaire F2 qui s’écoule dans le générateur de gaz 12, et en un flux secondaire F3 qui s’écoule autour du générateur de gaz 12.
En aval de l’hélice 52, la turbomachine 10 comprend des aubes fixes 54 de redresseur, appelées couramment OGV (acronyme de Outer Guide Vanes). Ces aubes 54 s’étendent radialement par rapport à l’axe A depuis une virole du carter intermédiaire 26.
Le pylône 32 a son axe d’allongement B parallèle à l’axe A et son extrémité amont ou avant est située en aval des bords de fuite 54b des aubes 54. Le pylône 32 a son extrémité avant 32a qui est située au niveau ou au-dessus du carter intermédiaire 26.
Une spécificité du montage est liée à la position du pylône 32 par rapport au flux secondaire F3. Contrairement à l’art antérieur de la figure 1 où le pylône 32 s’étend à distance radiale du générateur de gaz 12, le pylône 32 de la figure 4 s’étend au plus près du générateur de gaz 12. L’axe d’allongement B est ainsi situé à un rayon de l’axe A, qui est compris entre Rmin et Rmax. Comme évoqué dans ce qui précède en relation avec la figure 3, la turbomachine 10 qui est fixée en porte-à-faux au pylône 32 est reliée à ce dernier par des barres de reprises de poussée 36.
Les bielles 36, au nombre de deux, sont disposées de manière symétrique par rapport à un plan médian vertical passant par l’axe A. Elles comportent chacune des extrémités avant 36a fixées au générateur de gaz 12, par exemple au niveau du carter intermédiaire 26, et des extrémités arrière 36b reliées à un palonnier 56 fixé au pylône 32, à distance de son extrémité axiale 32a. Les extrémités 36a, 36b des bielles 36 sont de préférence articulées par des liaisons à rotule, respectivement à des chapes solidaires du carter intermédiaire 26, et des chapes solidaires du palonnier 56.
La turbomachine 10 est fixée et suspendue au pylône 32 par l’intermédiaire d’une structure unique de liaison 50 qui définit deux plans, respectivement avant P1 et arrière P2, de suspension de la turbomachine au pylône.
Comme on le constate à la figure 4, la structure de liaison 50 est située au niveau de l’extrémité avant 32a du pylône 32, si bien que le plan arrière de suspension de la turbomachine 10 est rapproché vers l’avant et du plan avant P1 , ce qui permet le montage en porte-à-faux de la turbomachine 10. On se réfère désormais aux figures 5 à 8 qui permettent de mieux voir les caractéristiques de la structure de liaison 50.
La structure de liaison 50 a une forme générale allongée et a un axe d’allongement C parallèle aux axes A, B. La structure 50 comporte pour l’essentiel deux portions axiales, à savoir :
- une portion axiale intermédiaire 50a de fixation au pylône 32, qui est une portion arrière, et
- une portion axiale avant 50b destinée à s’étendre en avant du pylône 32 et qui est donc une portion avant. Bien que cela ne soit pas limitatif, la figure 5 montre que la portion intermédiaire 50a a une longueur L1 mesurée le long de l’axe C, qui est inférieure ou égale à la longueur L2 de la portion avant 50b mesurée le long de cet axe. La portion intermédiaire 50a comporte une extrémité supérieure 60 qui définit un plan P3 sensiblement horizontal d’interface avec le pylône 32.
Cette portion intermédiaire 50a comprend en outre une extrémité inférieure portant des bielles de suspension 62, 64 qui sont destinées à être reliées à la turbomachine 10 et qui s’étendent dans le plan arrière P2.
La portion avant 50b comprend au moins un organe de suspension 66 qui est destiné à être relié à la turbomachine 10 et qui s’étend dans le plan avant, P1.
La structure de liaison 50 peut être formée d’une seule pièce ou de plusieurs pièces assemblées. Avantageusement, elle comprend une poutre principale 68 qui forme la portion intermédiaire 50a et une partie supérieure de la portion avant 50b. La partie inférieure de la portion avant 50b est alors formée par une pièce structurale 70 rapportée et fixée sous la poutre 68, comme cela est représenté à la figure 7, mais qui peut être intégrée à cette poutre 68. Le plan d’interface P4 entre la poutre 68 et la pièce 70 peut être sensiblement horizontal.
L’organe de suspension 66 est situé à une extrémité avant libre de la portion avant 50b et est ici formé par un groin qui comprend :
- une bride 72 de fixation à la turbomachine 10, qui s’étend dans ledit plan avant P1 , et
- un corps cylindrique 74 qui est engagé dans un logement 76 de l’extrémité libre de la portion avant 50b, et en particulier dans la pièce 70. Le corps 74 est apte à pivoter dans ce logement 76 autour d’un axe D parallèle à l’axe d’allongement C. On comprend ainsi que, dans le plan avant P1, la structure de liaison 50 est reliée à la turbomachine 10 par une liaison pivot glissant autorisant des mouvements de rotation autour de l’axe D.
L’organe 66 peut être configuré pour laisser un degré de liberté à la turbomachine 10 le long de l’axe X. Autrement dit, l’organe 66 peut ne pas être configuré pour reprendre les efforts de la turbomachine 10 et les transmettre au pylône 32 dans la direction X. L’organe 66 est donc avantageusement configuré pour reprendre les efforts dans les directions Y et Z. Dans l’exemple représenté, la structure de liaison 50 comprend trois bielles de suspension 62, 64 dans le plan arrière P2, parmi lesquelles :
- deux bielles latérales 62 s’étendant respectivement d’un côté et de l’autre de la portion intermédiaire 50a, de manière symétrique par rapport à un plan médian vertical passant par l’axe C, et
- une bielle centrale 64 située sous la portion intermédiaire 50a.
Les bielles 62, 64 ont leurs extrémités qui sont articulées par des liaisons rotulantes respectivement à des chapes 78 solidaires du générateur de gaz (en particulier au niveau du carter intermédiaire), et à la portion 50a. Les bielles 62, 64 sont configurées pour reprendre et transmettre les efforts appliqués à la turbomachine dans les directions Y et Z et les moments suivant la direction X. La figure 10 montre que les efforts dans les directions Y et Z sont repris par les bielles 62 (flèches F6), et que la bielle 64 reprend les moments suivant la direction X (flèche F7). Les bielles 36 de reprise de poussée reprennent quant à elle les efforts suivant la direction X.
Comme cela est visible à la figure 4 notamment, la structure de liaison 50 s’étend vers l’avant dans le prolongement du pylône 32 et est fixée au générateur de gaz 12, en aval de l’hélice 52, de sorte que son axe d’allongement C soit situé à un rayon mesuré par rapport à l’axe A, qui soit compris entre les rayon Rmin et Rmax.
La portion avant 50b de la structure 50 est située au niveau des aubes fixes 54 et deux configurations sont alors possibles.
Selon une première configuration illustrée à la figure 5, la portion avant 50b de la structure 50 porte l’une des aubes 54.
Dans ce cas, la portion avant 50b comprend une plateforme supérieure 79 configurée pour être reliée ou solidarisée à une aube 54, en particulier à celle située à 12h. En pratique, cette plateforme supérieure 79 peut porter une ébauche de pied 80 configurée pour être fixée au pied d’une aube 54. Selon une autre configuration non représentée, la portion avant 50b de la structure 50 est située entre deux aubes 54 adjacentes.
Dans une variante non représentée, les aubes 54 sont du type à calage variable et sont donc chacune aptes à être positionnées angulairement autour d’un axe radial avec un angle précis. Dans ce cas, la structure 50 peut comprendre un mécanisme de guidage du pied de l’aube 54, tel qu’un roulement, ou un système d’actionnement comportant par exemple des bielles, un engrenage, un actionneur, etc. Dans encore une autre variante non représentée, la structure 50 pourrait supporter deux aubes 54 voire plus.
La figure 5 permet de constater que, dans l’exemple représenté, le plan avant P1 est situé en amont ou au droit des bords d’attaque 54a des aubes 54, et le plan arrière P2 est situé en aval des bords de fuite 54b des aubes 54 et est destiné à passer au niveau du carter intermédiaire de la turbomachine.
La figure 9 illustre une étape et un procédé de hissage d’une turbomachine 10 équipée de la structure de liaison 50 jusqu’au pylône 32. Bien que la turbomachine ne soit pas représentée dans ce dessin, il faut comprendre que la structure 50 est préalablement fixée à la turbomachine, c’est-à-dire que la bride 72 de son organe 66 est fixée à une bride complémentaire du générateur de gaz 12, en amont ou au droit des bords d’attaque 54a des aubes 54, comme évoqué dans ce qui précède, et les bielles 62, 64 sont fixées au générateur de gaz également. La structure 50 a donc l’avantage de pouvoir être fixée sur la turbomachine dans la ligne d’assemblage de cette dernière. Les bielles de reprise de poussée 36 peuvent également être fixées à la turbomachine 10.
La turbomachine peut être déplacée au sol au moyen d’un chariot ou suspendu et déplacé grâce à un ou plusieurs palans.
La turbomachine est positionnée sous le pylône 32 de sorte que les axes B et C soient parallèles et que la portion 50a de la structure 50 soit située juste au-dessous du pylône 32, comme illustré à la figure 9. La turbomachine est alors hissée vers le pylône 32, par un unique déplacement en translation verticale du bas vers le haut (flèches F5), jusqu’à ce que la portion 50a et le pylône soient en appui dans le plan d’interface P3.
La structure 50 peut alors être fixée au pylône 32, par exemple par des moyens du type vis-écrou ou analogues. Le palonnier 56 fixé aux bielles 36 peut également être fixé au pylône en arrière de la structure 50, comme illustré à la figure 5.
Les figures 11 à 15 illustrent un mode préféré de réalisation de la présente invention qui utilise une structure de liaison 50 telle que décrite dans ce qui précède, et qui concerne un ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale 82 d’une turbomachine, ledit ensemble comportant cette structure de liaison 50.
La turbomachine 10 est du même type que celle représentée à la figure 4 et décrite dans ce qui précède. Toutefois, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine (à soufflante non carénée) et pourrait s’appliquer à un autre type de turbomachine, tel qu’une turbomachine à soufflante carénée du type turboréacteur à double flux par exemple.
La description qui précède concernant la turbomachine 10 s’applique donc à la turbomachine des figures 11 à 15 et les numéros de référence utilisés dans ce qui précède sont donc conservés.
La structure de liaison 50 selon l’invention diffère de celle décrite dans ce qui précède en ce qu’elle comprend en outre une troisième portion axiale, à savoir une portion axiale arrière 50c qui s’étend en arrière de la portion intermédiaire 50a et destinée à s’étendre sous le pylône 32. Cette portion axiale arrière 50c peut être formée d’une seule pièce avec la portion intermédiaire 50a.
Selon l’invention, cette portion arrière 50c porte une boite d’accessoires principale 82, aussi appelé AGB comme évoqué dans ce qui précède. Cette boîte d’accessoires 82 comportant au moins une entrée de puissance 88 et des engrenages (non visibles) accouplés à au moins un arbre de sortie (non visible) destiné à l’entraînement d’au moins un équipement 86.
Parmi ces équipements 86, il peut y avoir par exemple un moteur électrique, un générateur électrique, une pompe hydraulique, etc., comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit.
Dans la configuration représentée dans les dessins, la boite d’accessoires 82 est située à 12h (12 heures) et juste en aval du carter intermédiaire 26. Dans l’exemple représenté, la boite d’accessoires 82 comprend une face avant 82a orientée vers l’amont, une face arrière 82b orientée vers l’aval, et des faces supérieure 82c et inférieure 82d qui relient entre elles les faces 82a, 82b. Comme illustré à la figure 15, la boite d’accessoires 82 peut avoir une forme générale incurvée autour de la turbomachine 10. La face supérieure 82c a alors une forme incurvée convexe et la face inférieure 82d a une forme incurvée concave. Les faces 82a, 82b peuvent avoir une orientation radiale ou perpendiculaire à l’axe A de la turbomachine 10.
Les équipements 86 sont en général situés sur la face avant 82a et/ou la face arrière 82b de la boite d’accessoires 82.
La boîte d’accessoires 82 est suspendue à la portion arrière 50c de la structure de liaison 50 par au moins un dispositif de support 84 qui peut comprendre au moins une bielle.
Comme cela est visible à la figure 13 notamment, ce dispositif de support 84 s’étend dans un troisième plan sensiblement vertical, appelé plan arrière P5. Ce plan arrière P5 est à distance axiale du plan intermédiaire P2 décrit dans ce qui précède.
L’axe d’allongement C de la structure de liaison 50 est contenu dans un plan médian P6 qui est perpendiculaire au plan de liaison P3 et qui passe sensiblement par ce dispositif de support 84 dans l’exemple illustré à la figure 13. Ce dispositif 84 peut comprendre au moins une bielle qui s’étend jusqu’à la structure depuis la face supérieure 82c de la boite d’accessoires 82.
Dans la variante de réalisation de la figure 15, le dispositif de support 84 comprend deux bielles qui s’étendent respectivement depuis la structure de liaison 50 jusqu’aux extrémités opposées de la boîte d’accessoires 82. La portion axiale arrière 50c et les extrémités des bielles peuvent comprendre des chapes 85 d’articulation aux bielles. Ces bielles sont ainsi situées de part et d’autre du plan P6 précité. Les figures 11 à 13 montrent que la boite d’accessoires 82 est reliée à des premières extrémités d’au moins deux bielles 87 dont des secondes extrémités opposées sont reliées à la turbomachine 10, et plus particulièrement à une virole 27 du carter intermédiaire 26. Cette virole 27 est reliée au moyeu 28 du carter intermédiaire 26 par des bras radiaux qui ne sont pas représentés dans les dessins pour plus de clarté.
Le plan médian P6 passe sensiblement entre les bielles 87 et par exemple à égale distance de ces bielles 87, comme illustré à la figure 13. Ces bielles 87 s’étendent vers l’amont et jusqu’à la virole 27 depuis la face avant 82a de la boite d’accessoires 82.
Le dispositif de support 84 et les bielles 87 sont de préférence positionnés et configurés pour assurer un montage isostatique de la boite d’accessoires 82. Les bielles 87 sont par ailleurs de préférence configurées pour autoriser des (micro) déplacements dans les trois directions par rapport au carter intermédiaire 26.
Le plan médian P6 précité passe en outre sensiblement par l’entrée de puissance 88 de la boite d’accessoires 82. Cette entrée de puissance 88 peut être un arbre de transmission de puissance, un conduit ou câble de passage de puissance électrique ou hydraulique, pneumatique, etc.
Dans l’exemple illustré à la figure 14, cette entrée de puissance 88 est formée par un arbre 90 qui traverse la face avant 82a de la boite d’accessoires 82.
L’arbre 90 s’étend sensiblement parallèlement à l’axe C et est relié à une boîte d’engrenages intermédiaire 92 (aussi appelé TGB, acronyme de Transfer GearBox). Cette TGB est elle-même reliée par un autre arbre 94 sensiblement radial à une boite d’engrenages interne 96 (aussi appelé IGB, acronyme de Inlet GearBox). La TGB est par exemple fixée sur la virole 27 du carter intermédiaire 26. L’IGB est montée dans le générateur de gaz et permet de prélever de la puissance sur un arbre du moteur.
L’accouplement d’une AGB à un arbre du générateur de gaz, par l’intermédiaire d’une TGB et d’une IGB, est décrit par exemple dans le document FR-A1-3017660.
L’arbre 90 est de préférence relié à l’AGB et à la TGB par des dispositifs de souplesse (classiquement des dispositifs d’accouplement à cannelures bombées ou de type cardan) qui autorisent des déplacements dans les trois directions. La figure 11 montre que l’ensemble selon l’invention peut en outre comprendre une boite d’accessoires secondaire 98 qui est de préférence fixée au moyeu 28 du carter intermédiaire 26 et qui comprend :
- au moins un arbre relié à un démarreur 100, - et au moins un arbre relié à un générateur électrique 102 ou une pompe hydraulique.
Une boite d’accessoires secondaire 98 peut par exemple être reliée au moyeu du carter intermédiaire et prélever de la puissance mécanique sur un arbre du générateur de gaz de façon connue en soi, comme réalisé pour la boite d’accessoires décrite dans la demande FR-A1 -3017660.
Le générateur électrique 102 est de préférence relié à un moteur électrique 104 monté sur la boite d’accessoires principale 82, en vue de l’alimentation électrique de ce moteur électrique 104. Ce type d’architecture est appelée architecture électrique distribuée. Dans la variante ou le générateur 102 est remplacé par une pompe hydraulique, cette pompe est reliée à un moteur ou à une turbine hydraulique monté sur la boite d’accessoires principale 82, en vue de l’alimentation hydraulique de cette pompe. C’est la transposition hydraulique de l’architecture électrique distribuée. Le démarreur 100 peut être un démarreur/générateur électrique, une pompe hydraulique, un démarreur à air, etc.
Le moteur 104 forme un des équipements 86 de la boite d’accessoires 82.
Un autre de ces équipements 86 peut être une turbine de puissance à air (par exemple pour entraîner les engrenages et donc les équipements). Cette turbine peut être alimentée par de l’air prélevé sur le compresseur haute pression.
La présente invention apporte plusieurs avantages tels que :
• ne plus utiliser le carter externe du compresseur haute pression pour suspendre l’AGB située dans le compartiment inter-veine ; · faciliter le hissage de la turbomachine par l’intermédiaire de la structure de liaison, sans devoir intervenir sur l’AGB, pour la déconnecter par exemple ; • ne pas affecter l’accessibilité et la maintenance de l’AGB par rapport aux solutions employées actuellement ;
• avoir une suspension isostatique de l’AGB ce qui rend son dimensionnement facile ; · réduire la longueur des EBU qui sont les éléments de liaison entre l’aéronef et les systèmes moteur (électricité, hydraulique et carburant) et donc de réduire la masse des EBU ; cet avantage est inhérent à la position à 12 h de l’AGB, il y a forcément moins de longueur à prévoir pour les éléments de liaison (qui passent par le pylône) entre l’aéronef et les systèmes montés sur l’AGB, en comparaison avec une AGB installée à 6h.

Claims

REVENDICATIONS 1. Ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale (82) d’une turbomachine (10) d’aéronef, ladite boite d’accessoires (82) comportant des engrenages et portant au moins un équipement (86) entraîné par ces engrenages, l’ensemble de supportage étant caractérisé en ce que qu’il comprend une structure (50) de liaison et de support de la turbomachine (10) à un pylône (32) de l’aéronef, la structure (50) comportant :
- une portion axiale intermédiaire (50a) de fixation au pylône (32), comportant une extrémité supérieure qui définit une interface de liaison (P3) avec le pylône (32), ladite portion intermédiaire (50a) portant des bielles (62, 64) de suspension qui sont destinées à être reliées à la turbomachine (10), - une portion axiale avant (50b) s’étendant en avant de ladite portion intermédiaire (50a) et comprenant au moins un organe de suspension (66) qui est destiné à être relié à la turbomachine (10), et
- une portion axiale arrière (50c) s’étendant en arrière de ladite portion intermédiaire (50a) et portant la boite d’accessoires principale (82).
2. Ensemble de supportage selon la revendication 1, dans lequel :
- lesdites bielles (62, 64) s’étendent dans un premier plan sensiblement vertical, appelé plan intermédiaire (P2),
- ledit au moins un organe de suspension (66) s’étend dans un second plan sensiblement vertical, appelé plan avant (P1), ce plan avant (P1) étant à distance axiale du plan intermédiaire (P2),
- ladite boîte d’accessoires (82) est suspendue à ladite portion arrière (50c) par un dispositif de support (84) qui s’étend dans un troisième plan sensiblement vertical, appelé plan arrière (P5), ce plan arrière (P5) étant à distance axiale du plan intermédiaire (P2).
3. Ensemble de supportage selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite boite d’accessoires (82) est reliée à des premières extrémités d’au moins deux bielles (87) dont des secondes extrémités opposées sont destinées à être reliées à la turbomachine (10).
4. Ensemble de supportage l’une des revendications précédentes, dans lequel l’interface de liaison (P3) avec le pylône (32) est sensiblement plane et s’étend sur une extrémité supérieure de la portion axiale arrière (50c) de la structure (50) de liaison et de support.
5. Ensemble de supportage selon la revendication précédente, dans lequel la structure de liaison (50) s’étend selon un premier axe d’allongement (C) contenu dans un plan médian (P6) qui est perpendiculaire audit plan de liaison (P3), et la boite d’accessoires (82) s’étend de part et d’autre du plan médian (P6).
6. Ensemble de supportage selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ladite boite d’accessoires (82) comprend une face avant (82a) traversée par une entrée de puissance (88) et portant éventuellement au moins un équipement (86), et une face arrière (82b) portant au moins un équipement (86).
7. Ensemble de supportage selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit dispositif de support (84) s’étend vers le haut depuis une face supérieure (82c) de la boite d’accessoires (82), et comprend au moins une bielle.
8. Turbomachine (10) d’aéronef, comprenant un ensemble de supportage d’une boite d’accessoires principale (82) selon l’une des revendications précédentes, la turbomachine (10) étant configurée pour être montée en porte-à-faux sur un pylône (32) grâce à la structure de liaison (50) de l’ensemble de supportage.
9. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, comportant un générateur de gaz (12) qui présente un axe longitudinal (A) et entraîne une hélice (52) non carénée, le générateur de gaz (12) comprenant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur (14, 16), une chambre annulaire de combustion (18) et au moins une turbine (20, 22), le générateur de gaz définissant une veine annulaire principale d’écoulement d’un premier flux d’air et étant destiné à être entouré par une veine annulaire secondaire d’écoulement d’un second flux d’air, la structure de liaison (50) étant fixée au générateur de gaz (12) de sorte qu’un axe d’allongement (C) de la structure de liaison soit situé à un rayon mesuré par rapport à l’axe longitudinal, qui soit compris entre le rayon minimal (Rmin) et le rayon maximal (Rmax) de l’hélice (52).
10. Turbomachine (10) selon la revendication 8 ou 9, dans laquelle le générateur de gaz (12) comprend deux compresseurs, respectivement basse pression (12) et haute pression (14), et un carter intermédiaire (26) intercalé axialement entre ces deux compresseurs, ladite boîte d’accessoires (82) étant située juste en aval de ce carter intermédiaire (26).
11. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, dans laquelle ledit carter intermédiaire (26) comprend un moyeu central (28) relié par des bras radiaux à une virole annulaire (27) s’étendant autour du moyeu central (28), cette virole annulaire (27) étant reliée auxdites bielles (62, 64) de suspension de ladite portion intermédiaire (50a).
12. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, dans laquelle la boite d’accessoires (82) est reliée à ladite virole annulaire (27) par au moins deux bielles (87).
13. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 8 à 12, dans laquelle une entrée de puissance (88) de la boîte d’accessoires (82) est reliée à une boîte d’engrenages intermédiaire (92) qui est elle-même reliée par un autre arbre (94) sensiblement radial à des engrenages (96) de prélèvement de puissance sur un arbre du générateur de gaz (12).
14. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 8 à 13, comprenant en outre une boite d’accessoires secondaire (98) qui comprend :
- au moins un arbre relié à un démarreur (100),
- et au moins un arbre relié à un générateur électrique (102) ou une pompe hydraulique, ce générateur électrique ou cette pompe hydraulique étant relié à un moteur électrique (104) ou à une turbine hydraulique montée sur la boite d’accessoires principale (82), en vue de l’alimentation électrique ou hydraulique de ce moteur électrique ou de cette turbine hydraulique.
15. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, en dépendance de la revendication 10, dans lequel ladite boite d’accessoires secondaire (98) est fixée audit moyeu (28) du carter intermédiaire (26).
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