EP4655490A1 - Secteur de virole intérieure pour turbomachine d'aéronef - Google Patents

Secteur de virole intérieure pour turbomachine d'aéronef

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Publication number
EP4655490A1
EP4655490A1 EP24701027.5A EP24701027A EP4655490A1 EP 4655490 A1 EP4655490 A1 EP 4655490A1 EP 24701027 A EP24701027 A EP 24701027A EP 4655490 A1 EP4655490 A1 EP 4655490A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
inner shell
main body
sector
longitudinal wall
hollow column
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
EP24701027.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Philippe Didier Edmond Andre Liberal NABIAS
Florian Benjamin Kévin Lacroix
Julien Vitra
Arnaud POUPARD
Richard Mathon
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 EP4655490A1 publication Critical patent/EP4655490A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft turbomachine casings and more precisely targets an inner shell sector.
  • an aircraft turbomachine 500 of longitudinal axis low pressure 260.
  • the compressors 220, 230, the combustion chamber 240 and the turbines 250, 260 together define a primary vein 400 for circulating an air flow, delimited externally by a central casing 270.
  • the aircraft turbomachine 500 also includes a secondary vein 410 for circulating an air flow which extends externally around the primary vein 400 and is surrounded by a nacelle 300.
  • the aircraft turbomachine 500 comprises an intermediate casing 190 comprising an inner shell 100 and an outer shell 180 which respectively delimit the secondary vein 410 internally and externally.
  • the inner shell 100 and the outer shell 180 are connected by arms 170 extending radially in the secondary vein 410, downstream of a row of fixed vanes 330 (“outlet guide vanes (OGV)” in English).
  • the outer shroud 180 extends in the downstream extension of the fan casing 210 and in the upstream extension of an outer nacelle casing 320 (“outer fan duct” in English).
  • the inner shroud 100 extends in the upstream extension of an inner nacelle casing 310 (“inner fan duct” in English).
  • the inner nacelle casing 310 and the central casing 270 together delimit an inter-vein compartment 280 (“compartment core” in English) extending radially between the primary vein 400 and the secondary vein 410.
  • the inner shell 100 is fixed upstream to an intermediate casing hub 160.
  • the inner shell 100 is in practice formed by several angular inner shell sectors, typically in the form of single-piece titanium parts. Each inner shell sector is fixed to the hub 160 by a set of fixing screws inserted in through housings of the inner shell sector, formed by drilling in an extra thickness of titanium.
  • the high mechanical resistance of titanium allows the inner shell sectors to effectively transmit forces into the intermediate casing.
  • Such interior shell sectors also form an anti-fire barrier, thanks to the high thermal resistance to deformation of titanium.
  • such interior shell sectors have the disadvantage of having a high mass. This has the effect of making the aircraft turbomachine 500 heavier and therefore increasing its energy consumption in flight.
  • the invention thus aims to reduce the mass of an inner shell sector while retaining its fire barrier properties and its capacity to transmit mechanical forces into the intermediate casing.
  • the invention relates to an inner shell sector configured to be mounted in an aircraft turbomachine, the inner shell being a part of revolution defined with respect to a longitudinal axis oriented from upstream to downstream, the inner shell sector comprising a body main body comprising an exterior surface configured to internally delimit a secondary vein of the aircraft turbomachine, the main body comprising an upstream end configured to be fixed on a hub of an intermediate casing of the aircraft turbomachine.
  • the mass of an inner shell sector according to the invention is reduced.
  • the use of composite material for such an interior shell, which must have fairly good fire resistance, and which has numerous fixing points due to its production in the form of sectors assembled together, is unprecedented.
  • the hollow columns according to the invention are attached parts advantageously making it possible to avoid forming extra thicknesses in the main body, which also contributes to reducing the mass. This also allows easy and homogeneous compression of the composite material during the manufacture of the main body.
  • the upstream end of the main body comprises at least one first through hole, said at least one hollow column being mounted crimped in said at least one first through hole.
  • the upstream end of the main body comprises a first longitudinal wall, in which each first through hole is formed, and a second longitudinal wall spaced radially from the first longitudinal wall and in which at least one is formed. second through hole, said at least one hollow column connecting said at least one first through hole and said at least one second through hole.
  • the upstream end of the main body comprises a third wall connecting the first longitudinal wall and the second longitudinal wall, the third wall being separated from each hollow column by a free volume.
  • the absence of filling material between the hollow columns and the third wall allows a saving in mass.
  • the main body comprises an interior surface opposite the exterior surface, each first through hole opening onto the interior surface. Crimping is advantageously carried out on the side of the interior surface most likely to be subject to mechanical and thermal deformation.
  • the upstream end of the main body comprises a first interior longitudinal wall and a second exterior longitudinal wall spaced radially from one another, at least one first through hole being formed in the first longitudinal wall , at least one second hole being formed in the second longitudinal wall, said at least one hollow column connecting said at least one first through hole and said at least one second through hole, the upstream end of the main body comprising a third wall connecting the first longitudinal wall and the second longitudinal wall downstream of said at least one hollow column.
  • Such a geometry does not require local extra thickness and is advantageously adapted for a main body formed from composite material.
  • Such a geometry is particularly suitable for clamping a part of significant thickness while ensuring good transmission of mechanical forces.
  • significant thickness we mean an average thickness of the main body of the upstream end greater than 1cm, preferably greater than 1.5cm.
  • said at least one hollow column is mounted crimped in said at least one first through hole.
  • Such an assembly advantageously makes it possible to obtain a fixing resistant to possible deformation of the composite material under the effect of heat.
  • Crimping is advantageously carried out on the side of the interior surface most likely to be subject to mechanical and thermal deformation.
  • crimping helps protect the turbomachine in the event of a fire by preventing the spread of heat.
  • crimping makes it possible to avoid the propagation of fire through the first through hole compared to assembly with clearance or with crimping or gluing of the column at the level of the second hole present in the second wall, on the external side .
  • a clearance is present between said at least one hollow column and said at least one second through hole.
  • the presence of play prevents hyperstatic mounting of the hollow columns on the main body.
  • the first longitudinal wall is spaced radially from the second longitudinal wall by a distance greater than four times a thickness of the first longitudinal wall, preferably greater than eight times a thickness of the first longitudinal wall.
  • the distance in question corresponds to the height of the hollow column and is preferably greater than 1cm, preferably greater than 1.5cm.
  • the inner shell sector has a significant thickness for which the hollow column according to the invention allows tightening to efficiently transfer mechanical forces while reducing the mass of the turbomachine. In the absence of a hollow column, a very large number of layers of composite material would be necessary to ensure the tightening of such a thickness, which is excluded.
  • the third wall is separated from said at least one hollow column by a free volume.
  • the absence of filling material between the hollow columns and the third wall allows a saving in mass.
  • the first longitudinal wall, the second longitudinal wall and the third wall comprise a plurality of layers of composite material secured together, at least one layer called the anti-fire layer extending continuously in the first wall longitudinal and the third wall.
  • the fire-resistant layer defines the entire interior surface of the main body. The continuity of the layer of composite material thus forms a fire barrier on the side of the interior surface most likely to be subject to mechanical and thermal deformation.
  • said at least one hollow column is metallic, preferably stainless steel.
  • Stainless steel is defined as steel containing less than 1.2% carbon and more than 10.5% chromium. Stainless steel is advantageously sufficiently deformable to allow crimping.
  • the invention also relates to an intermediate casing of an aircraft turbomachine comprising a hub and at least one inner shell sector as described above, the intermediate casing extending along the longitudinal axis X, the intermediate casing comprising at least one element for fixing the upstream end of the inner shell sector to the hub, each fixing element extending in a hollow column of the inner shell sector.
  • the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a secondary stream and an intermediate casing comprising a hub and at least one inner shell sector as described previously, the aircraft turbomachine extending along the longitudinal axis X of the sector inner shell, the outer surface of the inner shell sector internally delimiting the secondary vein, the aircraft turbomachine comprising at least one element for fixing the upstream end of the inner shell sector to the hub of the intermediate casing, each element of fixing extending in a hollow column of the inner shell sector.
  • an aircraft turbomachine 50 extends conventionally along a longitudinal axis X oriented from upstream to downstream. Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” are defined in relation to the orientation of the longitudinal axis extending orthogonally to the longitudinal axis
  • the aircraft turbomachine 50 conventionally comprises from upstream to downstream a fan 20, a low pressure compressor 22, a high pressure compressor 23, a combustion chamber 24, a high pressure turbine 25 and a low pressure turbine 26. Compressors 22, 23, the combustion chamber 24 and the turbines 25, 26 together define a primary vein 40 for circulating an air flow, delimited externally by a central casing 27.
  • the aircraft turbomachine 50 also conventionally comprises a vein secondary 41 for circulation of an air flow which extends externally around the primary vein 40 and is surrounded by a nacelle 30. Such an aircraft turbomachine 50 is called dual flow.
  • the aircraft turbomachine 50 comprises an intermediate casing 19 comprising an inner shell 15 and an outer shell 18 of longitudinal axis also a hub 16 on which the inner ferrule 15 is fixed upstream.
  • the hub 16 extends along the longitudinal axis .
  • the intermediate casing 19 also comprises in this example arms 17 connecting the inner shroud 15 and the outer shroud 18, which extend radially in the secondary vein 41, downstream of a row of fixed vanes 33 ("outlet guide vanes (OGV)” in English).
  • the outer shroud 18 extends in the downstream extension of a fan casing 21 and, here, in the upstream extension of an outer nacelle casing 32 ("outer fan duct" in English ).
  • the inner shroud 15 extends opposite the outer shroud 18, in the upstream extension of an inner nacelle casing 31 (“inner fan duct” in English).
  • the inner nacelle casing 31 and the central casing 27 typically together delimit an inter-vein compartment 28 (“compartment core” in English) extending radially between the primary vein 40 and the secondary vein 41.
  • the inner shell 15 is a part of revolution defined with respect to the longitudinal axis X in the aircraft turbomachine 50, the longitudinal axis inner ferrule 15 which are confused.
  • the inner shell 15 is formed by a set of sectors of inner shell 1 distributed angularly around the longitudinal axis X. The sectors of inner shell 1 extend over a variable angular width in this example.
  • the inner shell sectors 1 according to the invention advantageously have a reduced mass compared to the titanium inner shell sectors according to the prior art.
  • the use of composite material in an inner shell sector 1 is unprecedented and is in contrast to its current use, such as in acoustic panels attached to a hood. Indeed, the shell must be able, due to its position close to the primary vein in the engine, to guarantee mechanical strength in the event of a fire, which discourages the use of a composite material.
  • the ferrule is made up of several sectors connected by numerous fixing points, some of which have a significant clamping thickness, which also discourages the use of a composite material.
  • an inner shell sector 1 according to the invention makes it possible to form a fire barrier and to transmit mechanical forces into the intermediate casing.
  • the main body 2 of an inner shell sector 1 comprises an outer surface Sext curved towards the longitudinal axis X and an inner surface Sint opposite the outer surface Sext.
  • the exterior surface Sext internally delimits the secondary vein 41.
  • the interior surface Sint is configured to extend radially against the hub 16 at the level of the upstream end 3 when the intermediate casing 19 is mounted ( ).
  • the main body 2 comprises an upstream end 3 on which one or more hollow columns 13 are mounted to ensure attachment to the hub 16 of the intermediate casing 19.
  • the number of hollow columns 13 depends on the angular width of the inner shell sector 1, preferably at least equal to two.
  • the hollow columns 13 are preferably distributed over the angular width of the upstream end 3.
  • a single hollow column 13 and its assembly in the main body 2 are described below, this description being valid for each hollow column 13.
  • the upstream end 3 comprises a first longitudinal wall 6 and a second longitudinal wall 4 spaced apart radially and respectively comprising a first through hole 8 and a second through hole 7 for each hollow column 13
  • the second longitudinal wall 4 preferably extends in the upstream extension of the main body 2.
  • the first longitudinal wall 6 extends radially inward relative to the second longitudinal wall 4.
  • the radial distance H separating the longitudinal walls 4, 6, corresponding to the height of the hollow column 13, is preferably greater than four times, preferably eight times, a thickness E of the first longitudinal wall 6 or of the second longitudinal wall 4.
  • the radial distance H is preferably greater than 1cm, preferably greater than 1.5cm.
  • the first through hole 8 and the second through hole 7 associated with the same hollow column 13 are aligned radially along a radial axis Y, the hollow column 13 extending along the radial axis Y in the through holes 7, 8.
  • the longitudinal walls 4, 6 are connected together by a third wall 5.
  • the third wall 5 extends downstream of the longitudinal walls 4, 6.
  • the third wall 5 extends radially and forms with the longitudinal walls 4, 6 a U whose concavity faces upstream.
  • the longitudinal walls 4 and 6 extend all along the upstream end 3 of the main body 2, and delimit, with the third wall 5, a channel, in this case with a U-shaped section, open on the upstream side .
  • the third wall 5 extends in a direction forming, in a plane defined by the longitudinal axis X and a radial axis, an angle of between 10° and 90° relative to the longitudinal axis X.
  • the third wall 5 preferably extends such that the first longitudinal wall 6 comprises a longitudinal length less than that of the second longitudinal wall 4.
  • the main body 2 is made of a composite material in the form of reinforcing fibers trapped in a matrix.
  • the main body 2 preferably has a one-piece structure.
  • the reinforcing fibers are for example made of carbon, to give the main body 2 good mechanical strength.
  • the matrix is obtained by heating and compressing a thermosetting material, for example a polyepoxy, known as “epoxy”.
  • epoxy a polyepoxy
  • the inner layer Ca has substantially an "S"-shaped section
  • the outer layer Cc has substantially a straight section
  • the intermediate layer Cb has substantially a "U"-shaped section.
  • the continuous arrangement of the interior layer Ca advantageously makes it possible to form an anti-fire barrier between the primary vein 40 and the secondary vein 41.
  • the anti-fire layer Ca contributes in particular to confining a possible departure of fire and prevent the spread of heat.
  • the fire barrier is also provided at the level of the first through holes 8 thanks to a particular assembly by crimping the hollow columns 13, as will be seen later.
  • the main body 2 only comprises the three layers Ca, Cb, Cc.
  • the body also comprises other layers extending sandwiched between the layers Ca, Cb, Cc, preferably in such a way as to maintain a substantially constant thickness.
  • each hollow column 13 is an insert in the form of a through fixing housing mounted radially in the upstream end 3 between the first through hole 8 and the second through hole 7 according to a radial axis Y.
  • the hollow column 13 comprises a radial opening 13b, configured to receive a fixing element 14 such as a screw.
  • the hollow column 13 also comprises a first end 13c cooperating with the first through hole 7 and a second end 13a cooperating with the second through hole 8.
  • the first end 13c is mounted crimped in the first through hole 8, namely inserted into the first through hole 8 by material deformation.
  • a fixing forms an anti-fire barrier at the level of the first through holes 8, in the extension of the anti-fire layer Ca.
  • the crimping makes it possible to avoid the propagation of the fire through the first through hole 8 in relation to to a conventional assembly, in particular with play.
  • the crimping makes it possible to maintain a form of sealing at the level of each first through hole 8 (sealing between the column 13 and the anti-fire layer Ca) even if the composite material of the main body 2 deforms slightly under the effect of heat.
  • the first end 13c and the first through hole 8 have a frustoconical section increasing from the outside towards the inside along the radial axis Y which cooperate together.
  • the hollow column 13 is inserted from the outside towards the inside, then the frustoconical section of the first end 13c is deformed to allow its cooperation with the first through hole 8 (i.e.: to crimp it on the first longitudinal wall 6).
  • the first end 13c comprises a stop section configured to abut radially from the outside against the first longitudinal wall 6.
  • the stop section has a diameter greater than that of the first through hole 8.
  • the first end 13c is fixed by gluing or riveting in the first through hole 8.
  • the second end 13a extends freely in the second through hole 7, namely is mounted with clearance in the second through hole 7. This avoids hyperstatic mounting of the hollow column 13 on the main body 2 and limits mechanical stress likely to reduce service life.
  • the second through hole 7 comprises a section greater than the external section of the hollow column 13 so that the hollow column 13 is inserted radially via the end 13a to be mounted on the main body 2.
  • the hollow column 13 is preferably metallic to ensure good mechanical strength, preferably made of stainless steel.
  • Stainless steel is advantageously deformable which allows easy crimping unlike titanium for example.
  • Stainless steel is defined as steel containing less than 1.2% carbon and more than 10.5% chromium.
  • the hollow column 13 is preferably in one piece.
  • the hollow column 13 is separated from the third wall 5 by a free volume V. Thanks to the crimped assembly, no filling material is necessary between the hollow column 13 and the third wall 5. This contributes to reducing the mass of the inner shell sector 1, in a manner complementary to the choice of composite material.
  • the U-shaped channel, delimited by the three walls 4, 5, 6, has a radial width at least equal to its longitudinal depth, preferably at least equal to 1cm, preferably at least equal to 1.5cm. For such a geometry, the use of a filling or reinforcing material would be impractical and not very effective.
  • Such a hollow column 13 mounted in a reported manner on the main body 2 advantageously makes it possible to simplify the geometry of the main body 2, in particular with a constant thickness, to be able to form the main body 2 in composite material.
  • the hollow column 13 makes it possible to avoid forming an extra thickness in the third wall 5 to form housings by drilling as in the prior art.
  • the hollow columns 13 are inserted radially into the second through holes 7 then fixed, here by crimping, in the first through holes 8 to form the inner shell sector 1.
  • the inner shell sectors 1, together defining the inner shell 15, are then mounted in the aircraft turbomachine 50 using the fixing elements 14.
  • the fixing elements 14 are inserted radially from the outside into the hollow columns 13 and into the hub 16 of the intermediate casing 19, to fix the shell sectors inner 1 on hub 16.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Un secteur de virole intérieure (1) configuré pour être monté dans une turbomachine d'aéronef, la virole intérieure étant une pièce de révolution d'axe longitudinal (X) orienté d'amont en aval, le secteur de virole intérieure (1) comprenant un corps principal (2) comportant une surface extérieure (Sext) configurée pour délimiter intérieurement une veine secondaire, le corps principal (2) comprenant une extrémité amont (3) configurée pour être fixée sur un moyeu d'un carter intermédiaire de la turbomachine d'aéronef, le corps principal (2) étant constitué d'un matériau composite comprenant une pluralité de fibres de renfort dans une matrice, le secteur de virole intérieure (1) comprenant au moins une colonne creuse (13) montée sur l'extrémité amont (3) du corps principal (2), chaque colonne creuse (13) s'étendant radialement et étant configurée pour recevoir un élément de fixation pour fixer le secteur de virole intérieure (1) sur le moyeu du carter intermédiaire.

Description

    Secteur de virole intérieure pour turbomachine d’aéronef
  • La présente invention concerne le domaine des carters de turbomachine d’aéronef et vise plus précisément un secteur de virole intérieure.
  • De manière connue, en référence à la , une turbomachine d’aéronef 500, d'axe longitudinal X, comprend d'amont en aval une soufflante 200, un compresseur basse pression 220, un compresseur haute pression 230, une chambre de combustion 240, une turbine haute pression 250 et une turbine basse pression 260. Les compresseurs 220, 230, la chambre de combustion 240 et les turbines 250, 260 définissent ensemble une veine primaire 400 de circulation d’un flux d’air, délimitée extérieurement par un carter central 270. La turbomachine d’aéronef 500 comprend également une veine secondaire 410 de circulation d’un flux d’air qui s’étend extérieurement autour de la veine primaire 400 et est entourée par une nacelle 300.
  • De manière connue et comme illustré sur la , la turbomachine d’aéronef 500 comprend un carter intermédiaire 190 comprenant une virole intérieure 100 et une virole extérieure 180 qui délimitent respectivement intérieurement et extérieurement la veine secondaire 410. La virole intérieure 100 et la virole extérieure 180 sont reliées par des bras 170 s’étendant radialement dans la veine secondaire 410, en aval d’une rangée d’aubes fixes 330 (« outlet guide vanes (OGV) » en anglais). La virole extérieure 180 s’étend dans le prolongement aval du carter de soufflante 210 et dans le prolongement amont d’un carter extérieur de nacelle 320 (« outer fan duct » en anglais). La virole intérieure 100 s’étend dans le prolongement amont d’un carter intérieur de nacelle 310 (« inner fan duct » en anglais). Le carter intérieur de nacelle 310 et le carter central 270 délimitent ensemble un compartiment inter-veines 280 (« compartment core » en anglais) s’étendant radialement entre la veine primaire 400 et la veine secondaire 410.
  • De manière connue, la virole intérieure 100 est fixée à l’amont à un moyeu de carter intermédiaire 160. La virole intérieure 100 est en pratique formée par plusieurs secteurs de virole intérieure angulaires, se présentant typiquement sous la forme de pièces monoblocs en titane. Chaque secteur de virole intérieure est fixé au moyeu 160 par un ensemble de vis de fixation insérées dans des logements traversants du secteur de virole intérieure, formés par perçage dans une surépaisseur de titane. La résistance mécanique élevée du titane permet aux secteurs de virole intérieure de transmettre efficacement les efforts dans le carter intermédiaire. De tels secteurs de virole intérieure forment également une barrière anti-feu, grâce à la résistance thermique à la déformation élevée du titane. Toutefois, de tels secteurs de virole intérieure présentent l’inconvénient de posséder une masse élevée. Ceci a pour effet d’alourdir la turbomachine d’aéronef 500 et donc d’augmenter sa consommation énergétique en vol.
  • Il est connu par la demande WO2010007220A2 d’utiliser un matériau composite pour un ou plusieurs éléments d’un carter de turbomachine d’aéronef. Il est également connu les demandes FR3108679A1, FR2992353A1 et FR3115832A1.
  • L’invention vise ainsi à réduire la masse d’un secteur de virole intérieure tout en conservant ses propriétés de barrière anti-feu et sa capacité à transmettre les efforts mécaniques dans le carter intermédiaire.
    •  PRESENTATION DE L’INVENTION
  • L’invention concerne un secteur de virole intérieure configuré pour être monté dans une turbomachine d’aéronef, la virole intérieure étant une pièce de révolution définie par rapport à un axe longitudinal orienté d’amont en aval, le secteur de virole intérieure comprenant un corps principal comportant une surface extérieure configurée pour délimiter intérieurement une veine secondaire de la turbomachine d’aéronef, le corps principal comprenant une extrémité amont configurée pour être fixée sur un moyeu d’un carter intermédiaire de la turbomachine d’aéronef.
  • L’invention est remarquable en ce que :
    • le corps principal est constitué d’un matériau composite comprenant une pluralité de fibres de renfort dans une matrice, et
    • le secteur de virole intérieure comprend au moins une colonne creuse montée sur l’extrémité amont du corps principal, chaque colonne creuse s’étendant radialement et étant configurée pour recevoir un élément de fixation pour fixer le secteur de virole intérieure sur le moyeu du carter intermédiaire.
  • Grâce au matériau composite, la masse d’un secteur de virole intérieure selon l’invention est réduite. L’utilisation de matériau composite pour une telle virole intérieure, qui doit présenter une assez bonne tenue au feu, et qui présente de nombreux points de fixations du fait de sa réalisation sous forme de secteurs assemblés ensemble, est inédite. En outre, les colonnes creuses selon l’invention sont des pièces rapportées permettant avantageusement d’éviter de former des surépaisseurs dans le corps principal, ce qui contribue également à réduire la masse. Ceci permet en outre une compression aisée et homogène du matériau composite lors de la fabrication du corps principal.
  • Selon un aspect de l’invention, l’extrémité amont du corps principal comprend au moins un premier trou traversant, ladite au moins une colonne creuse étant montée sertie dans ledit au moins un premier trou traversant. Un tel montage permet avantageusement d’obtenir une fixation résistante aux éventuelles déformations du matériau composite sous l’effet de la chaleur.
  • Selon un aspect de l’invention, l’extrémité amont du corps principal comprend une première paroi longitudinale, dans laquelle est formée chaque premier trou traversant, et une deuxième paroi longitudinale écartée radialement de la première paroi longitudinale et dans laquelle est formée au moins un deuxième trou traversant, ladite au moins une colonne creuse reliant ledit au moins un premier trou traversant et ledit au moins un deuxième trou traversant. Une telle géométrie ne nécessite pas de surépaisseur locale et est avantageusement adaptée pour un corps principal formé en matériau composite.
  • Selon un aspect de l’invention, l’extrémité amont du corps principal comprend une troisième paroi reliant la première paroi longitudinale et la deuxième paroi longitudinale, la troisième paroi étant séparée de chaque colonne creuse par un volume libre. L’absence de matériau de remplissage entre les colonnes creuses et la troisième paroi permet un gain de masse.
  • Selon un aspect de l’invention, le corps principal comprend une surface intérieure opposée à la surface extérieure, chaque premier trou traversant débouchant sur la surface intérieure. Le sertissage est avantageusement mis en œuvre du côté de la surface intérieure la plus susceptible d’être soumise aux déformations mécaniques et thermiques.
  • Selon un aspect de l’invention, l’extrémité amont du corps principal comprend une première paroi longitudinale intérieure et une deuxième paroi longitudinale extérieure écartées radialement l’une de l’autre, au moins un premier trou traversant étant formé dans la première paroi longitudinale, au moins un deuxième trou étant formé dans la deuxième paroi longitudinale, ladite au moins une colonne creuse reliant ledit au moins un premier trou traversant et ledit au moins un deuxième trou traversant, l’extrémité amont du corps principal comprenant une troisième paroi reliant la première paroi longitudinale et la deuxième paroi longitudinale en aval de ladite au moins une colonne creuse. Une telle géométrie ne nécessite pas de surépaisseur locale et est avantageusement adaptée pour un corps principal formé en matériau composite. Une telle géométrie est particulièrement adaptée pour serrer une pièce d’épaisseur importante en assurant une bonne transmission des efforts mécaniques. Par épaisseur importante, on désigne une épaisseur moyenne du corps principal de l’extrémité amont supérieure à 1cm, de préférence supérieure à 1,5cm.
  • Selon un aspect de l’invention, ladite au moins une colonne creuse est montée sertie dans ledit au moins un premier trou traversant. Un tel montage permet avantageusement d’obtenir une fixation résistante aux éventuelles déformations du matériau composite sous l’effet de la chaleur. Le sertissage est avantageusement mis en œuvre du côté de la surface intérieure la plus susceptible d’être soumise aux déformations mécaniques et thermiques. En outre, le sertissage contribue à protéger la turbomachine en cas de départ de feu en évitant la propagation de la chaleur. En effet, le sertissage permet d’éviter la propagation du feu au travers du premier trou traversant par rapport à un montage avec du jeu ou avec un sertissage ou collage de la colonne au niveau du deuxième trou présent dans la deuxième paroi, du côté externe.
  • Selon un aspect de l’invention, un jeu est présent entre ladite au moins une colonne creuse et ledit au moins un deuxième trou traversant. La présence de jeu évite un montage hyperstatique des colonnes creuses sur le corps principal.
  • Selon un aspect de l’invention, la première paroi longitudinale est écartée radialement de la deuxième paroi longitudinale d’une distance supérieure à quatre fois une épaisseur de la première paroi longitudinale, de préférence supérieure à huit fois une épaisseur de la première paroi longitudinale. La distance en question correspond à la hauteur de la colonne creuse et est de préférence supérieure à 1cm, préférentiellement supérieure à 1,5cm. Le secteur de virole intérieure comporte une épaisseur importante pour laquelle la colonne creuse selon l’invention permet un serrage transitant efficacement les efforts mécaniques tout en réduisant la masse de la turbomachine. En l’absence de colonne creuse, un nombre très important de couches en matériau composite serait nécessaire pour assurer le serrage d’une telle épaisseur, ce qui est exclu.
  • Selon un aspect de l’invention, la troisième paroi est séparée de ledit au moins une colonne creuse par un volume libre. L’absence de matériau de remplissage entre les colonnes creuses et la troisième paroi permet un gain de masse.
  • Selon un aspect de l’invention, la première paroi longitudinale, la deuxième paroi longitudinale et la troisième paroi comportent une pluralité de couches de matériau composite solidarisées ensemble, au moins une couche dite couche anti-feu feu s’étendant continûment dans la première paroi longitudinale et la troisième paroi. Selon un aspect préféré, la couche anti-feu définit toute la surface intérieure du corps principal. La continuité de la couche de matériau composite forme ainsi une barrière anti-feu du côté de la surface intérieure la plus susceptible d’être soumise aux déformations mécaniques et thermiques.
  • Selon un aspect de l’invention, ladite au moins une colonne creuse est métallique, de préférence en acier inox. L’acier inox se définit comme un acier comportant moins de 1,2% de carbone et plus de 10,5% de chrome. L’acier inox est avantageusement suffisamment déformable pour permettre un sertissage.
  • L’invention concerne également un carter intermédiaire de turbomachine d’aéronef comprenant un moyeu et au moins un secteur de virole intérieure tel que décrit précédemment, le carter intermédiaire s’étendant selon l’axe longitudinal X, le carter intermédiaire comprenant au moins un élément de fixation de l’extrémité amont du secteur de virole intérieure sur le moyeu, chaque élément de fixation s’étendant dans une colonne creuse du secteur de virole intérieure.
  • L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant une veine secondaire et un carter intermédiaire comprenant un moyeu et au moins un secteur de virole intérieure tel que décrit précédemment, la turbomachine d’aéronef s’étendant selon l’axe longitudinal X du secteur de virole intérieure, la surface extérieure du secteur de virole intérieure délimitant intérieurement la veine secondaire, la turbomachine d’aéronef comprenant au moins un élément de fixation de l’extrémité amont du secteur de virole intérieure sur le moyeu du carter intermédiaire, chaque élément de fixation s’étendant dans une colonne creuse du secteur de virole intérieure.
    •  PRESENTATION DES FIGURES
  • L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables.
  • La est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon l’art antérieur.
  • La est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef équipée d’un carter intermédiaire avec un ensemble de secteurs de virole intérieure selon une forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique en perspective du carter intermédiaire de la .
  • La est une représentation schématique en perspective depuis l’amont du secteur de virole intérieure selon une forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique en coupe longitudinale du secteur de virole intérieure de la fixé au moyeu du carter intermédiaire selon une forme de réalisation de l’invention.
  • La est une représentation schématique d’une opération de montage d’une colonne creuse sur le corps principal du secteur de virole intérieure de la .
  • Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
    •  DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
  • En référence à la et comme décrit dans le préambule, une turbomachine d’aéronef 50 s’étend classiquement selon un axe longitudinal X orienté d’amont en aval. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’orientation de l’axe longitudinal X. Les termes « intérieur » et « extérieur » sont quant à eux définis par rapport à un axe radial s’étendant orthogonalement à l'axe longitudinal X.
  • Toujours en référence à la , la turbomachine d’aéronef 50 comprend classiquement d'amont en aval une soufflante 20, un compresseur basse pression 22, un compresseur haute pression 23, une chambre de combustion 24, une turbine haute pression 25 et une turbine basse pression 26. Les compresseurs 22, 23, la chambre de combustion 24 et les turbines 25, 26 définissent ensemble une veine primaire 40 de circulation d’un flux d’air, délimitée extérieurement par un carter central 27. La turbomachine d’aéronef 50 comprend également classiquement une veine secondaire 41 de circulation d’un flux d’air qui s’étend extérieurement autour de la veine primaire 40 et est entourée par une nacelle 30. Une telle turbomachine d’aéronef 50 est dite à double flux.
  • En référence aux figures 2 et 3, la turbomachine d’aéronef 50 comprend un carter intermédiaire 19 comprenant une virole intérieure 15 et une virole extérieure 18 d’axe longitudinal X qui délimitent respectivement intérieurement et extérieurement la veine secondaire 41. Le carter intermédiaire 19 comprend également un moyeu 16 sur lequel est fixé la virole intérieure 15 à l’amont. Le moyeu 16 s’étend selon l’axe longitudinal X intérieurement par rapport à la virole intérieure 15. Le moyeu 16 délimite extérieurement la veine primaire 40 dans l’exemple de la . Le carter intermédiaire 19 comprend également dans cet exemple des bras 17 reliant la virole intérieure 15 et la virole extérieure 18, qui s’étendent radialement dans la veine secondaire 41, en aval d’une rangée d’aubes fixes 33 (« outlet guide vanes (OGV) » en anglais).
  • En référence aux figures 2 et 3, la virole extérieure 18 s’étend dans le prolongement aval d’un carter de soufflante 21 et, ici, dans le prolongement amont d’un carter extérieur de nacelle 32 (« outer fan duct » en anglais). La virole intérieure 15 s’étend en vis-à-vis de la virole extérieure 18, dans le prolongement amont d’un carter intérieur de nacelle 31 (« inner fan duct » en anglais). Le carter intérieur de nacelle 31 et le carter central 27 délimitent typiquement ensemble un compartiment inter-veines 28 (« compartment core » en anglais) s’étendant radialement entre la veine primaire 40 et la veine secondaire 41.
  • Comme illustré sur la , la virole intérieure 15 est une pièce de révolution définie par rapport à l’axe longitudinal X dans la turbomachine d’aéronef 50, l’axe longitudinal X désignant par la suite indifféremment l’axe de la turbomachine 50 et l’axe de la virole intérieure 15 qui sont confondus. Comme illustré sur la , la virole intérieure 15 est formée par un ensemble de secteurs de virole intérieure 1 répartis angulairement autour de l’axe longitudinal X. Les secteurs de virole intérieure 1 s’étendent sur une largeur angulaire variable dans cet exemple.
  • Selon l’invention et comme illustré sur les figures 4 et 5, chaque secteur de virole intérieure 1 comprend :
    • un corps principal 2 constitué d’un matériau composite comprenant des fibres de renfort dans une matrice, et
    • une ou plusieurs colonnes creuses 13 montées sur une extrémité amont 3 du corps principal 2, chaque colonne creuse 13 s’étendant radialement et étant configurée pour recevoir un élément de fixation 14 pour fixer le secteur de virole intérieure 1 sur le moyeu 16 du carter intermédiaire 19.
  • Grâce au matériau composite, les secteurs de virole intérieure 1 selon l’invention présentent avantageusement une masse réduite par rapport aux secteurs de virole intérieure en titane selon l’art antérieur. L’utilisation de matériau composite dans un secteur de virole intérieure 1 est inédite et vient en contrepied de son utilisation actuelle, telles que dans les panneaux acoustiques fixés sur un capot. En effet, la virole doit pouvoir, du fait de sa position à proximité de la veine primaire dans le moteur, garantir une tenue mécanique en cas de départ de feu, ce qui dissuade d’utiliser un matériau composite. En outre, la virole est formée de plusieurs secteurs reliés par de nombreux points de fixation, dont certains avec une épaisseur de serrage importante, ce qui dissuade également d’utiliser un matériau composite. Comme ce sera vu par la suite, un secteur de virole intérieure 1 selon l’invention permet de former une barrière anti-feu et de transmettre les efforts mécaniques dans le carter intermédiaire.
  • Comme illustré sur les figures 3 et 4, le corps principal 2 d’un secteur de virole intérieure 1 comprend une surface extérieure Sext incurvée vers l’axe longitudinal X et une surface intérieure Sint opposée à la surface extérieure Sext. La surface extérieure Sext délimite intérieurement la veine secondaire 41. La surface intérieure Sint est configurée pour s’étendre radialement contre le moyeu 16 au niveau de l’extrémité amont 3 lorsque le carter intermédiaire 19 est monté ( ).
  • Comme illustré sur les figures 3 et 4, le corps principal 2 comprend une extrémité amont 3 sur laquelle sont montées une ou plusieurs colonnes creuses 13 pour assurer la fixation sur le moyeu 16 du carter intermédiaire 19. Le nombre de colonnes creuses 13 dépend de la largeur angulaire du secteur de virole intérieure 1, de préférence au moins égal à deux. Les colonnes creuses 13 sont de préférence réparties sur la largeur angulaire de l’extrémité amont 3. On décrit par la suite une seule colonne creuse 13 et son montage dans le corps principal 2, cette description étant valable pour chaque colonne creuse 13.
  • Selon un aspect préféré illustré sur les figures 3 et 4, l’extrémité amont 3 comprend une première paroi longitudinale 6 et une deuxième paroi longitudinale 4 écartées radialement et comprenant respectivement un premier trou traversant 8 et un deuxième trou traversant 7 pour chaque colonne creuse 13. La deuxième paroi longitudinale 4 s’étend de préférence dans le prolongement amont du corps principal 2. La première paroi longitudinale 6 s’étend de manière radialement intérieure par rapport à la deuxième paroi longitudinale 4. Comme illustré sur la , la distance radiale H séparant les parois longitudinales 4, 6, correspondant à la hauteur de la colonne creuse 13, est de préférence supérieure à quatre fois, préférentiellement huit fois, une épaisseur E de la première paroi longitudinale 6 ou de la deuxième paroi longitudinale 4. La distance radiale H est de préférence supérieure à 1cm, préférentiellement supérieure à 1,5cm. Le premier trou traversant 8 et le deuxième trou traversant 7 associés à une même colonne creuse 13 sont alignés radialement selon un axe radial Y, la colonne creuse 13 s’étendant selon l’axe radial Y dans les trous traversants 7, 8.
  • Selon un aspect préféré illustré sur les figures 3 et 4, les parois longitudinales 4, 6 sont reliées ensemble par une troisième paroi 5. La troisième paroi 5 s’étend en aval des parois longitudinales 4, 6. Dans cet exemple, la troisième paroi 5 s’étend radialement et forme avec les parois longitudinales 4, 6 un U dont la concavité est tournée vers l’amont. Ici, les parois longitudinales 4 et 6 s’étendent tout le long de l’extrémité amont 3 du corps principal 2, et délimitent, avec la troisième paroi 5, un canal, en l’occurrence à section en U, ouvert du côté amont. Alternativement, la troisième paroi 5 s’étend selon une direction formant, dans un plan défini par l’axe longitudinal X et un axe radial, un angle compris entre 10° et 90° par rapport à l’axe longitudinal X. Dans cette alternative, la troisième paroi 5 s’étend de préférence de telle sorte que la première paroi longitudinale 6 comprend une longueur longitudinale inférieure à celle de la deuxième paroi longitudinale 4.
  • Comme décrit précédemment, le corps principal 2 est constitué d’un matériau composite se présentant sous la forme de fibres de renfort emprisonnées dans une matrice. Le corps principal 2 possède de préférence une structure monobloc. Les fibres de renfort sont par exemple en carbone, pour conférer au corps principal 2 une bonne tenue mécanique. La matrice est obtenue par chauffage et compression d’un matériau thermodurcissable, par exemple un polyépoxyde, connu sous le terme d’« époxy ». Un tel matériau présente une structure malléable configurée pour durcir après chauffage et mise sous pression pour obtenir sa forme finale.
  • Comme illustré sur la , le corps principal 2 comprend un ensemble de couches Ca, Cb, Cc de matériau composite solidarisées ensemble par chauffage et compression, et formant la structure monobloc. Le corps principal 2 comprend de préférence :
    • Une couche intérieure Ca définissant toute la surface intérieure Sint du corps principal 2, en particulier s’étendant continûment dans la première paroi longitudinale 6 et dans la troisième paroi 5 de l’extrémité amont 3,
    • Une couche extérieure Cc définissant toute la surface extérieure Sext du corps principal 2, en particulier s’étendant continûment dans la deuxième paroi longitudinale 4 de l’extrémité amont 3,
    • Une couche intermédiaire Cb s’étendant uniquement dans l’extrémité amont 3, radialement entre la couche extérieure Cc et la couche intérieure Ca, à savoir continûment dans la première paroi longitudinale 4, dans la troisième paroi 5 et dans la deuxième paroi longitudinale 6.
  • Dans cet exemple, la couche intérieure Ca possède sensiblement une section en forme de « S », la couche extérieure Cc possède sensiblement une section droite et la couche intermédiaire Cb possède sensiblement une section en forme de « U ».
  • La disposition continue de la couche intérieure Ca, dite couche anti-feu Ca, permet avantageusement de former une barrière anti-feu entre la veine primaire 40 et la veine secondaire 41. La couche anti-feu Ca contribue notamment à confiner un éventuel départ de feu et à éviter la propagation de la chaleur. La barrière anti-feu est en outre assurée également au niveau des premiers trous traversants 8 grâce à un montage particulier par sertissage des colonnes creuses 13, comme ce sera vu par la suite.
  • Dans cet exemple, le corps principal 2 comporte uniquement les trois couches Ca, Cb, Cc. Alternativement, le corps comporte également d’autres couches s’étendant en sandwich entre les couches Ca, Cb, Cc, de préférence de telle sorte à conserver une épaisseur sensiblement constante.
  • Comme illustré sur les figures 5 et 7, chaque colonne creuse 13 est une pièce rapportée se présentant sous la forme d’un logement de fixation traversant monté radialement dans l’extrémité amont 3 entre le premier trou traversant 8 et le deuxième trou traversant 7 selon un axe radial Y. La colonne creuse 13 comprend une ouverture radiale 13b, configurée pour recevoir un élément de fixation 14 tel qu’une vis. Comme illustré sur la , la colonne creuse 13 comprend également une première extrémité 13c coopérant avec le premier trou traversant 7 et une deuxième extrémité 13a coopérant avec le deuxième trou traversant 8.
  • Selon un aspect préféré, la première extrémité 13c est montée sertie dans le premier trou traversant 8, à savoir insérée dans le premier trou traversant 8 par déformation de matière. Une telle fixation forme une barrière anti-feu au niveau des premiers trous traversants 8, dans le prolongement de la couche anti-feu Ca. En effet, le sertissage permet d’éviter la propagation du feu au travers du premier trou traversant 8 par rapport à un montage classique, notamment avec du jeu. Le sertissage permet de conserver une forme d’étanchéité au niveau de chaque premier trou traversant 8 (étanchéité entre la colonne 13 et la couche anti-feu Ca) même si le matériau composite du corps principal 2 se déforme légèrement sous l’effet de la chaleur.
  • De préférence, comme illustré sur les figures 5 et 7, la première extrémité 13c et le premier trou traversant 8 comportent une section tronconique croissante de l’extérieur vers l’intérieur selon l’axe radial Y qui coopèrent ensemble. La colonne creuse 13 est insérée depuis l’extérieur vers l’intérieur, puis la section tronconique de la première extrémité 13c est déformée pour permettre sa coopération avec le premier trou traversant 8 (i.e. : pour la sertir sur la première paroi longitudinale 6). De préférence également, la première extrémité 13c comporte une section de butée configurée pour venir en butée radialement depuis l’extérieur contre la première paroi longitudinale 6. La section de butée comporte un diamètre supérieur à celui du premier trou traversant 8. La section tronconique et la section en butée de l’extrémité 13c assurent ensemble le blocage radial en translation respectivement vers l’extérieur et vers l’intérieur de la colonne creuse 13.
  • Alternativement, la première extrémité 13c est fixée par collage ou rivetage dans le premier trou traversant 8.
  • Selon un aspect préféré, la deuxième extrémité 13a s’étend libre dans le deuxième trou traversant 7, à savoir est montée avec du jeu dans le deuxième trou traversant 7. Ceci évite un montage hyperstatique de la colonne creuse 13 sur le corps principal 2 et limite les contraintes mécaniques susceptibles de réduire la durée de vie. Comme illustré sur la , le deuxième trou traversant 7 comprend une section supérieure à la section externe de la colonne creuse 13 de sorte que la colonne creuse 13 est insérée radialement via l’extrémité 13a pour être monté sur le corps principal 2.
  • La colonne creuse 13 est de préférence métallique pour assurer une bonne tenue mécanique, préférentiellement en acier inox. L’acier inox est avantageusement déformable ce qui permet un sertissage aisé contrairement au titane par exemple. L’acier inox se définit comme un acier comportant moins de 1,2% de carbone et plus de 10,5% de chrome. La colonne creuse 13 est de préférence monobloc.
  • Selon un aspect préféré illustré sur les figures 4 et 5, la colonne creuse 13 est séparée de la troisième paroi 5 par un volume libre V. Grâce au montage serti, aucun matériau de remplissage n’est nécessaire entre la colonne creuse 13 et la troisième paroi 5. Ceci contribue à réduire la masse du secteur de virole intérieure 1, de manière complémentaire au choix du matériau composite. De préférence, le canal en U, délimité par les trois parois 4, 5, 6, a une largeur radiale au moins égale à sa profondeur longitudinale, de préférence au moins égale à 1cm, préférentiellement au moins égale à 1,5cm. Pour une telle géométrie, l’utilisation d’un matériau de remplissage ou de renforcement serait peu commode et peu efficace.
  • Une telle colonne creuse 13 montée de manière rapportée sur le corps principal 2 permet avantageusement de simplifier la géométrie du corps principal 2 avec notamment une épaisseur constante, pour pouvoir former le corps principal 2 en matériau composite. De plus, la colonne creuse 13 permet d’éviter de former une surépaisseur dans la troisième paroi 5 pour former des logements par perçage comme dans l’art antérieur.
  • Comme illustré sur la , les colonnes creuses 13 sont insérées radialement dans les deuxièmes trous traversants 7 puis fixés, ici par sertissage, dans les premiers trous traversants 8 pour former le secteur de virole intérieure 1. Les secteurs de virole intérieure 1, définissant ensemble la virole intérieure 15, sont ensuite montés dans la turbomachine d’aéronef 50 grâce aux éléments de fixation 14. Les éléments de fixation 14 sont insérés radialement depuis l’extérieur dans les colonnes creuses 13 et dans le moyeu 16 du carter intermédiaire 19, pour fixer les secteurs de virole intérieure 1 sur le moyeu 16.
    •

Claims (10)

  1. Secteur de virole intérieure (1) configuré pour être monté dans une turbomachine d’aéronef (50), la virole intérieure étant une pièce de révolution définie par rapport à un axe longitudinal (X) orienté d’amont en aval, le secteur de virole intérieure (1) comprenant un corps principal (2) comportant une surface extérieure (Sext) configurée pour délimiter intérieurement une veine secondaire (41) de la turbomachine d’aéronef (50), le corps principal (2) comprenant une extrémité amont (3) configurée pour être fixée sur un moyeu (16) d’un carter intermédiaire (19) de la turbomachine d’aéronef (50), le corps principal (2) étant constitué d’un matériau composite, le secteur de virole intérieure (1) étant caractérisé en ce qu e  :
    • le matériau composite du corps principal (2) comprend une pluralité de fibres de renfort dans une matrice, et
    • le secteur de virole intérieure (1) comprend au moins une colonne creuse (13) montée sur l’extrémité amont (3) du corps principal (2), chaque colonne creuse (13) s’étendant radialement et étant configurée pour recevoir un élément de fixation (14) pour fixer le secteur de virole intérieure (1) sur le moyeu (16) du carter intermédiaire (19).
  2. Secteur de virole intérieure (1) selon la revendication 1, dans lequel l’extrémité amont (3) du corps principal (2) comprend une première paroi longitudinale (6) intérieure et une deuxième paroi longitudinale (4) extérieure écartées radialement l’une de l’autre, au moins un premier trou traversant (8) étant formé dans la première paroi longitudinale (6), au moins un deuxième trou traversant (7) étant formé dans la deuxième paroi longitudinale (4), ladite au moins une colonne creuse (13) reliant ledit au moins un premier trou traversant (8) et ledit au moins un deuxième trou traversant (7), l’extrémité amont (3) du corps principal (2) comprenant une troisième paroi (5) reliant la première paroi longitudinale (6) et la deuxième paroi longitudinale (4) en aval de ladite au moins une colonne creuse (13).
  3. Secteur de virole intérieure (1) selon la revendication 2, dans lequel ladite au moins une colonne creuse (13) est montée sertie dans ledit au moins un premier trou traversant (8).
  4. Secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 2 et 3, dans lequel un jeu est présent entre ladite au moins une colonne creuse (13) et ledit au moins un deuxième trou traversant (7).
  5. Secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel la première paroi longitudinale (6) est écartée radialement de la deuxième paroi longitudinale (4) d’une distance (H) supérieure à quatre fois une épaisseur (E) de la première paroi longitudinale (6), de préférence supérieure à huit fois une épaisseur (E) de la première paroi longitudinale (6).
  6. Secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel la troisième paroi (5) est séparée de ladite au moins une colonne creuse (13) par un volume libre (V).
  7. Secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 2 à 6, dans lequel la première paroi longitudinale (6), la deuxième paroi longitudinale (4) et la troisième paroi (5) comportent une pluralité de couches (Ca, Cb, Cc) de matériau composite solidarisées ensemble, au moins une couche dite couche anti-feu (Ca) s’étendant continûment dans la première paroi longitudinale (6) et la troisième paroi (5).
  8. Secteur de virole intérieure (1) selon la revendication 7, dans lequel la couche anti-feu (Ca) définit toute la surface intérieure (Sint) du corps principal (2).
  9. Secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel ladite au moins une colonne creuse (13) est métallique, de préférence en acier inox.
  10. Turbomachine d’aéronef (50) comprenant une veine secondaire (41) et un carter intermédiaire (19) comprenant un moyeu (16) et au moins un secteur de virole intérieure (1) selon l’une des revendications 1 à 9, la turbomachine d’aéronef (50) s’étendant selon l’axe longitudinal X de la virole intérieure, la surface extérieure (Sext) du secteur de virole intérieure (1) délimitant intérieurement la veine secondaire (41), la turbomachine d’aéronef (50) comprenant au moins un élément de fixation (14) de l’extrémité amont (3) du secteur de virole intérieure (1) sur le moyeu (16) du carter intermédiaire (19), chaque élément de fixation (14) s’étendant dans une colonne creuse (13) du secteur de virole intérieure (1).
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