FR2658865A1 - Entree d'air annulaire au contour variable pour nacelle de moteur d'avion. - Google Patents
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Abstract
Une nacelle annulaire de moteur à turbine d'avion présente une entrée d'air annulaire (12) ayant un contour variable, L'entrée comprend des structures définissant des surfaces annulaires extérieure (42) et intérieure (44), espacées radialement, sur la partie antérieure de la nacelle, un élément annulaire (46) disposé entre ces deux structures et accouplé à la structure extérieure pour coulisser le long des intérieurs des deux structures, et une multitude de moyens d'actionnement (48) montés entre le corps de la nacelle et l'élément annulaire. Les mécanismes d'actionnement servent à déplacer l'élément annulaire entre des positions antérieure et postérieure. A la position antérieure, l'élément annulaire est situé entre les extrémités antérieures des deux structures, avec la structure extérieure étendue jusqu'à un diamètre agrandie de sorte que l'élément annulaire forme avec elle une lèvre d'entrée (86) ayant un contour aérodynamiquement émoussé destiné à réduire la traînée pendant le décollage et l'atterrissage. A la position postérieure, l'élément annulaire est espacé vers l'arrière des extrémités antérieures des deux structures, avec la structure extérieure contractée jusqu'à un diamètre réduit qui permet aux deux structures à leurs extrémités antérieures de former une lèvre d'entrée (86) ayant un contour extérieur aérodynamiquement effilé destiné à réduire la traînée pendant le vol en croisière de l'avion. Application aux moteurs d'avion à turbine.
Description
La présente invention concerne les moteurs à turbine à gaz en général et,
plus particulièrement, une entrée d'air annulaire au contour variable pour la nacelle d'un moteur d'avion. La nacelle d'un moteur d'avion est généralement un logement s'étendant circonférentiellement pour un moteur d'avion, tel qu'un moteur à turbine à gaz, comportant une entrée d'air annulaire La traînée aérodynamique due à l'écoulement de l'air libre sur la nacelle du moteur réduit quelque peu la poussée du système de propulsion Toute diminution de cette traînée aérodynamique peut se traduire par une augmentation de la poussée du système de propulsion lors du décollage et du fonctionnement à faible vitesse, ainsi que par une économie importante de la quantité du carburant consommé lors de la marche en croisière à vitesse élevée En conséquence, une réalisation souhaitable pour une nacelle est celle qui fournira un logement léger pour le
moteur de l'avion tout en produisant une traînée aérodynami-
que relativement faible.
Le contour de l'entrée d'air annulaire de la nacelle a un effet important sur la traînée aérodynamique et sur les caractéristiques d'écoulement de l'air Cependant, le choix d'un contour d'entrée approprié est difficile en ce sens que des configurations différentes sont souhaitables pour les 2 diverses conditions de fonctionnement du moteur Par exemple, lors d'un vol à grande vitesse ou fonctionnement en croisière de l'avion, une entrée présentant un contour effilé, de faible épaisseur, d'un diamètre réduit, est souhaitable dans le but de réduire au minimum la traînée aérodynamique. Néanmoins, lors du décollage ou de l'atterrissage et du fonctionnement de l'avion à faible vitesse, une entrée présentant un contour émoussé, de diamètre plus grand, est idéal pour empêcher la séparation de l'écoulement et éviter une augmentation de la traînée aérodynamique qui réduira la
poussée lors du fonctionnement à des angles d'attaque élevés.
Une solution au choix du contour de l'entrée d'air de
la nacelle consiste à réaliser l'entrée avec une configura-
tion fixe de manière à desservir les conditions de fonction-
nement les plus critiques de l'avion, par exemple celles du décollage et de l'atterrissage Il en résulte qu'on subira une pénalité en matière de performances lors de la marche en croisière à grande vitesse à cause de la valeur excessive de la traînée Cette solution de la technique antérieure est
exposée, par exemple, dans le brevet des Etats-Unis d'Amé-
rique N O 3 765 623.
Une autre solution apportée à la sélection du contour de l'entrée d'air d'une nacelle consiste à prévoir un moyen permettant de faire varier sa configuration en conformité avec des conditions particulières de fonctionnement Cette solution de la technique antérieure est représentée dans les
brevets des Etats-Unis d'Amérique N O 3 222 863 et 3 664 612.
La solution consistant à avoir un contour d'entrée variable présente plus de souplesse que la solution au contour fixe, mais au détriment d'un poids supplémentaire et de la
complexité mécanique.
De plus, la solution au contour d'entrée variable semble être plus prometteuse pour obtenir la réduction de la traînée aérodynamique que la solution au contour fixe Par conséquent, il reste un besoin pour une meilleure façon de fournir une entrée de nacelle au contour variable tout en
minimisant les problèmes qu'on vient d'exposer.
La présente invention propose une entrée d'air annu-
laire au contour variable conçue pour satisfaire les besoins venant d'être exposés Le contour de l'entrée d'air annulaire de la nacelle du moteur peut être modifié pour passer d'une configuration aérodynamiquement émoussée à une configuration effilée de manière à tenir compte des différentes conditions du fonctionnement au moment du décollage et de la marche en croisière de l'avion De cette manière, le contour de l'entrée d'air de la nacelle du moteur peut être modifié en vol de manière à permettre l'obtention des performances optimum lors des conditions de vol en croisière, au décollage
et à l'atterrissage.
Par conséquent, la présente invention est axée sur une entrée d'air annulaire au contour variable dans une nacelle annulaire pour moteur à turbine d'avion L'entrée d'air annulaire au contour variable comprend: (a) deux structures définissant des surfaces extérieure et intérieure annulaires, s'étendant axialement vers l'avant à partir du corps de la nacelle et espacées radialement l'une de l'autre par rapport à l'axe du corps de la nacelle, la structure extérieure annulaire présentant une extrémité antérieure annulaire pouvant être étendue et contractée en matière de diamètre et la structure intérieure annulaire comportant une extrémité antérieure annulaire de diamètre fixe; (b) un élément annulaire présentant une portion de surface antérieure annulaire, incurvée, et un diamètre fixe, et disposé entre
les structures extérieure et intérieure annulaires et accou-
plé à la structure extérieure annulaire pour mouvement coulissant le long des parties intérieures des structures extérieure et intérieure annulaires et suivant l'axe du corps de la nacelle; et (c) des moyens montés entre le corps de la nacelle et l'élément annulaire et pouvant être mis en marche
pour déplacer l'élément annulaire entre des positions anté-
4 - rieure et postérieure A la position antérieure, l'élément annulaire est situé entre les extrémités antérieures des structures extérieure et intérieure annulaires, avec la structure extérieure étendue pour atteindre un diamètre plus grand de sorte que l'élément annulaire, en même temps que les
extrémités antérieures des structures extérieure et inté-
rieure, forment une lèvre d'entrée présentant un contour extérieur aérodynamiquement émoussé qui est destiné à réduire
la traînée lors du décollage et de l'atterrissage de l'avion.
A la position postérieure, l'élément annulaire est espacé vers l'arrière des extrémités antérieures des structures extérieure et intérieure annulaires, avec la structure extérieure annulaire contractée jusqu'à un diamètre réduit, ce qui permet aux structures extérieure et intérieure à leurs extrémités antérieures de former une lèvre d'entrée ayant un contour extérieure aérodynamiquement effilé qui est destiné à
réduire la traînée pendant la marche en croisière de l'avion.
Plus particulièrement, la structure extérieure annu-
laire comprend une multitude de segments longitudinaux, de forme trapézoïdale, disposés circonférentiellement côte à côte Les segments longitudinaux sont articulés à leurs extrémités arrière sur le corps de la nacelle pour mouvement pivotant radial afin de les rapprocher de l'axe du corps de la nacelle et de les en éloigner Un tel mouvement pivotant des segments provoque la contraction et l'extension de la structure extérieure annulaire entre les diamètres réduit et agrandi à ses extrémités antérieures De plus, la structure extérieure annulaire comprend des moyens pour recouvrir de manière étanche les interstices existant entre les segments
longitudinaux.
En outre, le moyen de mise en marche comprend une
multitude de mécanismes d'actionnement espacés circonféren-
tiellement les uns des autres autour de l'axe Chaque mécanisme d'actionnement comprend un vérin extensible et rétractable s'étendant entre le corps de la nacelle et -5- l'élément annulaire en étant accouplé à eux, et un moyen de
force motrice accouplé au vérin extensible et rétractable.
La suite de la description se réfère aux figures
annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue en perspective, en crevé, d'un moteur à turbine à gaz d'avion comportant une nacelle avec une entrée d'air annulaire au contour variable selon la présente invention; figure 2, une vue schématique avant, en bout, de l'entrée annulaire au contour variable de la nacelle de la figure 1; figure 3, une élévation de côté, à grande échelle, du moteur de la figure 1, représentant, dans une section axiale longitudinale, la nacelle du moteur; figure 4, une vue partielle, à grande échelle, de la nacelle du moteur prise le long de la ligne 4-4 de la figure 1, représentant l'entrée annulaire au contour variable, avec un contour aérodynamiquement émoussé pour le décollage et
l'atterrissage d'un avion.
Figure 5, une vue semblable à celle de la figure 4, mais représentant l'entrée annulaire au contour variable dans
son passage entre les configurations aérodynamiquement émous-
sée et effilée des figures 4 et 6.
Figure 6, une vue semblable à celle de la figure 4, mais représentant l'entrée annulaire au contour variable, avec la configuration aérodynamiquementemousséeèpour un vol en croisière à grande vitesse, figure 7, une vue partielle en coupe, à grande échelle, de l'entrée annulaire au contour variable, prise le long de la ligne 7-7 de la figure 4; figure 8, une vue partielle en coupe, à grande échelle, d'un mode de réalisation d'un joint de nacelle employé dans l'entrée annulaire au contour variable, coupe prise le long de la ligne 8-8 de la figure 1; figure 9, une vue partielle en coupe, à grande 6 - échelle, d'un autre mode de réalisation du joint de la nacelle; figure 10, une vue partielle en coupe, à grande échelle, d'encore un autre mode de réalisation du joint de la nacelle.
Dans la description suivante, on utilisera les mêmes
références pour désigner des parties identiques ou correspon-
dantes De plus, dans cette description, on comprendra que
les termes tels que "antérieur" "postérieur" "à gauche", "à droite", "vers le haut", "vers le bas" etc, sont employés à
titre de commodité et ne sont pas destinés à être limitatifs.
En liaison maintenant avec les dessins, et plus particulièrement avec les figures 1 et 3, on a représenté dans son ensemble par la référence 10, un moteur à turbine à gaz, auquel est appliquée une entrée d'air annulaire 12 au contour variable selon la présente invention Le moteur 10 présente un axe longitudinal A et comprend un générateur de gaz 14 qui produit une poussée de manière à propulser l'avion et un ensemble à soufflante 16 entraîné par le générateur 14 afin de produire une poussée supplémentaire Renfermant le générateur de gaz 14 et l'ensemble à soufflante 16, une nacelle annulaire 18 s'étend concentriquement autour de l'axe A et comprend un capot intérieur 20 entourant le générateur 14 et un capot extérieur 22 entourant l'ensemble à soufflante 16 Le capot extérieur 22 de la nacelle 18 entoure aussi un partie antérieure du capot intérieur 20 en étant espacé de celle-ci, afin de définir une tuyère de décharge annulaire 24
de la soufflante, comme on le voit le mieux en figure 3.
L'entrée annulaire 12 au contour variable est située à une partie antérieure 22 A du capot extérieur 22 de la nacelle 18 pour recevoir la partie 26 d'un écoulement d'air 28, destiné
au moteur.
Pendant le fonctionnement de l'avion, la partie 26 de l'écoulement d'air est accélérée par l'ensemble à soufflante 16 et déchargée par la tuyère 24 sur le capot intérieur 20 de la nacelle 18 afin de produire la poussée Le courant d'air libre 28 s'écoule vers l'aval en passant sur le capot extérieur 22 de la nacelle 18, agit mutuellement avec le capot extérieur 22, et produit une traînée aérodynamique, dont une partie importante est due au frottement et la pression, qui agit dans une direction opposée au sens de
déplacement de l'avion.
On décrira maintenant l'entrée annulaire, au contour
variable, de la nacelle.
En liaison avec les figures 1 à 6, l'entrée annulaire d'air 12 au contour variable de la présente invention est prévue sur la partie antérieure 22 A du capot extérieur
annulaire 22 de la nacelle 18 du moteur La partie posté-
rieure 22 B du capot 22 est un corps annulaire de configura-
tion fixe, constitué d'un carter annulaire intérieur 30 de soufflante et d'une structure 32 de surface extérieure annulaire Le capot extérieur 22 contient une cloison annulaire 34 à la jonction de ses parties antérieure et postérieure 22 A, et 22 B En figure 3, un module auxiliaire classique d'entraînement 36, constitué d'une boîte de vitesse auxiliaire 38 accouplée à une boîte de vitesse de transfert , est placé à l'intérieur du corps annulaire 22 B au-dessous de l'ensemble à soufflante 16 et entre le carter intérieur 30
et la structure 32 de la surface extérieure.
Comme on le décrira ci-après, le contour de l'entrée annulaire 12 peut être modifié en vol pour passer d'une
configuration aérodynamiquement émoussée, telle que repré-
sentée en figure 4, et une configuration aérodynamiquement effilée, telle que représentée en figure 6, afin de tenir compte des différentes conditions des modes de fonctionnement au décollage et en croisière d'un avion employant le moteur Ainsi, le contour de l'entrée annulaire 12 peut être modifié de manière à obtenir les performances optimum lors des conditions de vol en croisière ainsi que lors du
décollage et de l'atterrissage.
8 - Dans ses composants de base, l'entrée annulaire d'air 12 au contour variable comprend des structures annulaires extérieure et intérieure 42, 44, un élément annulaire 46, et un moyen d'actionnement sous forme d'une multitude de mécanismes d'actionnement 48 Les structures extérieure et intérieure 42, 44 de l'entrée annulaire 12 sont espacées l'une de l'autre dans le sens radial par rapport à l'axe A et
définissent respectivement des surfaces extérieure et inté-
rieure à la partie antérieure 22 A du capot extérieur 22 de la nacelle La structure intérieure 44 présente une construction en nid d'abeille relativement rigide de diamètre fixe et est reliée rigidement à son extrémité arrière à l'extrémité avant du carter intérieur 30 de la soufflante Par opposition, la structure extérieure 42, à son extrémité antérieure, peut s'étendre et se contracter en matière de diamètre et, à son extrémité arrière, est reliée en pivotement par un agencement annulaire d'articulation 50 à l'extrémité avant de la structure 32 de la surface extérieure et au bord extérieur de
la cloison annulaire 34.
Plus particulièrement, en liaison avec les figures 1 et 2, la structure extérieure 42 comporte une multitude de volets longitudinaux, ou segments 52, disposés dans un agencement circonférentiel cote-à-cote autour de l'axe A Les segments longitudinaux 52 ont la forme générale d'une trapèze, de façon que des interstices 54 en forme de triangle se maintiennent entre eux, la cote la plus grande des interstices se trouvant entre les extrémités avant des segments 52 Les segments 52 sont montés en étant articulés à leurs extrémités arrière par l'agencement 50 sur la structure
extérieure 32 du corps annulaire postérieur 22 B pour mouve-
ment pivotant afin de les rapprocher et de les éloigner radialement de l'axe A L'agencement d'articulation 50 comprend une multitude de segments antérieurs 56 disposés circonférentiellement cote-à-cote et fixés rigidement au côté intérieur des extrémités arrière des segments longitudinaux 52 et une partie annulaire arrière 58 fixée rigidement à 9 l'extrémité avant de la structure 32 et au bord extérieur de la cloison 34 Les segments d'articulation antérieurs 56 sont connectés en pivotement en 60 à la partie d'articulation arrière 58 Le mouvement pivotant simultané des segments longitudinaux 52 provoque la contraction et l'extension de la structure annulaire extérieure 42 entre les diamètres réduit
et agrandi à leurs extrémités antérieures.
L'élément annulaire 46 de l'entrée 12 se présente de
préférence sous la forme d'un anneau creux ou d'un tube.
L'élément annulaire tubulaire 46 est disposé entre les structures extérieure et intérieure annulaires 42, 44 et est
accouplé à la structure extérieure 42 pour mouvement coulis-
sant le long des parties intérieures des structures 42, 44.
L'élément 46 présente une surface antérieure annulaire 46 A
ayant une forme généralement incurvée et une surface annu-
laire arrière et supérieure 46 B, inclinée et généralement plate De préférence, la forme incurvée de la surface antérieure 46 A est elliptique de manière à former un nez
émoussé dans la position antérieure des figures 1, 3 et 4.
En liaison avec les figures 1, 3 et 4-7, l'élément tubulaire en anneau 46 est accouplé à l'intérieur de la structrure extérieure 42 par un agencement d'accouplement 62 qui comprend un rebord annulaire 64 sur l'élément 46, une multitude de pistes longitudinales de guidage 66 sur les segments longitudinaux 52, et une multitude d'éléments de guidage 68 Le rebord annulaire 64 est fixé au côté supérieur arrière de l'élément tubulaire 46 Les pistes de guidage 66 s'étendent longitudinalement le long des parties intérieures des segments 52 de la structure extérieure 54 en étant fixées à celles-ci Chaque piste 66 définit un canal longitudinal de guidage 70 avec une fente inférieure 72 Chaque élément de guidage 68 comporte une partie à glissière 68 A contenue dans l'un des canaux de guidage 70 et une partie de liaison 68 B, en saillie vers l'intérieur, qui est reçue entre l'une d'une multitude de paires de pattes 74 en saillie vers l'extérieur - sur le rebord annulaire 64 et connectée en pivotement à
celles-ci par un axe de pivotement 76.
En liaison avec les figures I et 3-6, chaque mécanisme d'actionnemet 48 de l'entrée annulaire 12 est monté entre la cloison 34 à l'intérieur du capot extérieur 22 de la nacelle 18 et le rebord annulaire 64 de l'élément 46 Les mécanismes d'actionnement 48 servent à déplacer l'élément annulaire 46 entre les positions antérieure et postérieure qu'on voit respectivement en figures 4 et 6 Les mécanismes 48 sont espacés circonférentiellement les uns des autres autour de l'axe A. Plus particulièrement, chaque mécanisme d'actionnement 48 comprend un vérin extensible et rétractable 78 s'étendant entre la cloison 34 et le rebord 64 de l'élément annulaire 46 auxquels il est accouplé, et un moyen de force motrice 80 accouplé au vérin 78 Dans un mode de réalisation donné à titre d'exemple, le vérin 78 est un vérin à vis extensible et
rétractable comportant un arbre antérieur 78 A fileté exté-
rieurement et un manchon postérieur 78 B fileté intérieurement qui est accouplé par vissage à l'arbre 78 A L'arbre antérieur 78 A est connecté en pivotement à son extrémité antérieure en 82 aux pattes 74 du rebord annulaire 64, et le manchon postérieur 78 B du vérin 78 est supporté en rotation à son extrémité arrière par un porte-tourillon 84 fixé à la cloison 34 Le moyen de force motrice 80 est un moteur, soit électrique, hydraulique soit pneumatique, qui est également supporté par le portetourillon 84 et est accouplé au manchon postérieur 78 B du vérin à vis 78 Le moteur 80 peut être mis sélectivement en marche pour faire tourner le manchon 78 B dans l'un ou l'autre sens de manière à étendre ou à rétracter l'arbre antérieur 78 A pour le sortir du manchon 78 B ou l'y entrer et par conséquent déplacer l'élément tubulaire 46
entre ses postions antérieure et postérieure.
Ainsi, sous l'effet du fonctionnement simultané et identique des moyens d'actionnement 48, l'élément 46 se il - déplace, en passant par la position intermédiaire représentée en figure 5, entre les positions terminales antérieure et postérieure représentées respectivement en figures 4 et 6 A la position antérieure, l'élément 46 est situé entre les extrémités antérieures des structures annulaires extérieure et intérieure 42, 44 en étant engagé dans celles-ci, la structure extérieure 42 étant étendue jusqu'au diamètre le plus grand Dans une telle relation entre les positions, l'élément annulaire 46 forme avec les extrémités antérieures des structures 42, 44, une lèvre annulaire 86 sur l'entrée 12, comme on le voit en figures 1, 3 et 4, ayant un contour extérieur aérodynamiquement émoussé, destiné à réduire la traînée pendant le décollage et l'atterrissage de l'avion A la position postérieure, l'élément annulaire 46 est espacé vers l'arrière des extrémités antérieures des structures 42, 44 la structure extérieure 42 étant contractée pour prendre un diamètre réduit Dans une telle relation entre les positions, les structures 42 et 44 forment à leurs extrémités antérieures, la lèvre d'entrée 86 dont le contour extérieur, aérodynamiquement effilé, est destiné à réduire la traînée
pendant le fonctionnement en croisière de l'avion.
On doit mentionner ici que la structure annulaire extérieure 42, à son extrémité antérieure, comporte un joint annulaire 88 fixé sur son dessus, par exemple un joint en caoutchouc mousse ou en silicone En outre, l'intérieur de la structure annulaire intérieure 44, le long duquel l'élément
annulaire 46 coulisse en passant entre ses positions anté-
rieure et postérieure, a un diamètre constant comme cela est
le cas de l'élément annulaire lui-même.
La structure annulaire extérieure 42 de l'entrée d'air 12 comprend en outre un moyen 90 pour recouvrir de manière étanche les interstices 54 existant entre les segments longitudinaux 52 En figures 8 à 10 on a représenté plusieurs
modes de réalisation différents du moyen de couverture 90.
En figure 8, le moyen de couverture 90 comprend un 12 - multitude de rainures 92 (seule une rainure est représentée),
chacune étant définie le long d'un des deux bords longitudi-
naux opposés de chacun des segments longitudinaux 52, et une multitude de bandes 94 (seule une bande est représentée) en matériau rigide, chacune étant connectée à l'autre des deux bords longitudinaux opposés de chacun des segments 52 La bande 94 est montée dans la rainure 92 de manière à se déplacer à l'intérieur de celle-ci En figure 9, le moyen de couverture 90 comprend une multitude de bandes 96 en matériau élastique extensible qui s'étendent entre les segments longitudinaux 52, et le long de ceux-ci, et sont reliées aux bords longitudinaux opposés des segments En figure 10, le moyen de couverture 90 est une coiffe annulaire 98 en matériau élastique extensible, s'étendant autour de la
structure extérieure 42 pour l'enfermer.
13 -
Claims (19)
1 Entrée d'air annulaire ( 12) au contour variable dans une nacelle annulaire ( 18) pour moteur à turbine ( 10) comportant un corps annulaire ( 22 B) qui présente un axe (A), caractérisée en ce qu'elle comprend:
(a) deux structures définissant des surfaces annu-
laires extérieure ( 42) et intérieure ( 44), s'étendant axia-
lement vers l'avant à partir du corps annulaire et espacées radialement l'une de l'autre par rapport à l'axe, la structure extérieure ( 42) présentant une extrémité antérieure annulaire à même de s'étendre et de se contracter en matière de diamètre, (b) un élément annulaire ( 46) disposé entre les
structures extérieure et intérieure et accouplé à la struc-
ture extérieure pour mouvement coulissant le long des parties intérieures des structures extérieure et intérieure et suivant l'axe, et (c) un moyen ( 48) monté entre le corps annulaire ( 22 B) et l'élément annulaire ( 46) et pouvant être mis en marche
pour déplacer l'élément annulaire entre une position anté-
rieure dans laquelle cet élément annulaire se trouve entre les extrémités antérieures des structures extérieure ( 42) et intérieure ( 44), avec l'extrémité antérieure de la structure extérieure étendue pour prendre un diamètre agrandi de sorte que l'élément annulaire, avec les structures extérieure et intérieure, forment une lèvre d'entrée ( 86) ayant un contour extérieur aérodynamiquement émoussé destiné à réduire la traînée pendant le décollage et l'atterrissage de l'avion, et une position postérieure dans laquelle l'élément annulaire est espacé vers l'arrière des extrémités antérieures des structures extérieure et intérieure, avec la structure extérieure ( 42) contractée pour prendre un diamètre réduit qui permet aux structures extérieure et intérieure, à leurs extrémités antérieures, de former une lèvre d'entrée ( 86) ayant un contour extérieur aérodynamiquement effilé destiné à 14 - réduire la traînée pendant le fonctionnement de l'avion en croisière. 2 Entrée selon la revendication 1, caractérisée en ce que la structure annulaire extérieure ( 42) comporte une multitude de segments longitudinaux ( 52) disposés circonférentiellement côte-à-côte autour de l'axe et articulés à
leurs extrémités arrière sur le corps annulaire pour mouve-
ment pivotant dans le sens radial les rapprochant de l'axe et les en éloignant de manière à provoquer en correspondance la contraction et l'extension de la structure extérieure entre
les diamètres réduit et agrandi à son extrémité antérieure.
3 Entrée selon la revendication 2, caractérisée en ce que les segments longitudinaux ( 52) ont la forme d'un trapèze. 4 Entrée selon la revendication 2, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre: un agencement ( 62) pour accoupler l'élément annulaire ( 46) aux segments longitudinaux ( 52) et au moyen de mise en marche, l'agencement comportant une multitude de pistes
longitudinales de guidage ( 66) sur les segments longitudi-
naux, et une multitude d'éléments de guidage ( 68) pouvant coulisser le long des pistes et reliés en pivotement au moyen
de mise en marche et à l'élément annulaire.
Entrée selon la revendication 4, caractérisée en ce que chacune des pistes ( 6 e) s'étend longitudinalement le long de la partie intérieure de l'un des segments longitudinaux ( 52) en étant fixée à cet partie intérieure, chaque piste définissant un canal longitudinal de guidage ( 70) avec une
fente inférieure ( 72).
6 Entrée selon la revendication 5, caractérisée en ce que chacun des éléments de guidage ( 68) comprend une partie à glissière ( 68 A) contenue à l'intérieur de l'un des canaux de guidage et une partie de liaison ( 68 B) en saillie vers l'intérieur qui s'étend à travers la fente et est reliée en pivotement à l'élément annulaire et au moyen de mise en marche. 7 Entrée selon la revendication 2, caractérisée en ce que la structure annulaire extérieure ( 42) comprend en outre
un moyen ( 90) pour recouvrir de manière étanche les inters-
tices ( 54) existant entre les segments longitudinaux ( 52). 8 Entrée selon la revendication 7, caractérisée en ce que le moyen de couverture comprend une multitude de bandes ( 96) en matériau élastique extensible qui s'étendent entre les segments longitudinaux et le long de ceux-ci, et sont
reliées aux bords longitudinaux opposés des segments.
9 Entrée selon la revendication 7, caractérisée en ce que le moyen de couverture ( 90) comprend: une multitude de rainures ( 92), chacune étant définie le long d'un des deux côtés longitudinaux opposés de chacun des segments longitudinaux, et une mutitude de bandes ( 94) en matériau rigide connectées chacune à l'autre des deux côtés longitudinaux opposés de chacun des segments longitudinaux et montées dans la rainure définie le long du premier côté pour déplacement à
l'intérieur de cette rainure.
Entrée selon la revendication 7, caractérisée en ce que le moyen de couverture est une coiffe annulaire ( 98) en matériau élastique extensible, s'étendant autour de la
structure annulaire extérieure pour l'enfermer.
11 Entrée selon la revendication 1, caractérisée en ce que le moyen de mise en marche comprend une multitude de mécanismes d'actionnement ( 48), espacés circonférentiellement
les uns des autres autour de l'axe (A).
12 Entrée selon la revendication 11, caractérisée en ce que chacun des mécanismes d'actionnement comprend un vérin extensible et rétractable ( 78), accouplé entre le corps de la
nacelle et l'élément annulaire en s'étendant entre eux.
13 Entrée selon la revendication 12, caractérisée en ce que chacun des mécanismes d'actionnement comprend un moyen de force motrice ( 80) accouplé au vérin extensible et 16 -
rétractable.
14 Entrée selon la revendication 13, caractérisée en ce que: chacun des vérins ( 78) est un vérin à vis extensible et rétractable et chacun des moyens de force motrice ( 80) est un moteur
accouplé au vérin à vis.
Entrée selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'élément annulaire ( 46) a la forme d'un tube
annulaire creux.
16 Entrée selon la revendication 1, caractérisée en
ce que l'élément annulaire ( 46) présente une surface anté-
rieure annulaire incurvée ( 46 A).
17 Entrée selon la revendication 16, caractérisée en
ce que la surface antérieure annulaire, incurvée, de l'élé-
ment annulaire a la forme générale d'une ellipse.
18 Entrée d'air annulaire ( 12) au contour variable dans une nacelle annulaire ( 18) pour moteur d'avion à turbine présentant un corps annulaire ( 22 B) avec un axe (A), caractérisée en ce qu'elle comprend:
(a) deux structures définissant des surfaces annu-
laires extérieure ( 42) et intérieure ( 44), s'étendant axiale-
ment vers l'avant à partir du corps annulaire et espacées radialement l'une de l'autre par rapport à l'axe, la structure extérieure ( 42) présentant une extrémité antérieure annulaire à même de s'étendre et de se contracter en matière de diamètre, la structure intérieure ( 44) comportant une extrémité antérieure annulaire de diamètre fixe, (b) un élément annulaire ( 46) ayant une surface antérieure annulaire, incurvée ( 46 A), de diamètre fixe, l'élément annulaire étant disposé entre les structures annulaires extérieure et intérieure et étant accouplé à la structure annulaire extérieure pour mouvement coulissant le long des parties intérieures des structures annulaires extérieure et intérieure et suivant l'axe, et 17 - (c) un moyen ( 48) monté entre le corps annulaire et l'élément annulaire et pouvant être mis en marche pour déplacer l'élément annulaire entre une position antérieure dans laquelle l'élément annulaire est situé entre les extrémités antérieures des structures annulaires extérieure et intérieure, avec l'extrémité antérieure de la structure extérieure étendue jusqu'à un diamètre agrandi de sorte que
l'élément annulaire, avec les structures annulaires exté-
rieure et intérieure, forment une lèvre d'entrée ( 86) présentant un contour extérieur aérodynamiquement émoussé destiné à réduire la traînée pendant le décollage et l'atterrissage de l'avion, et une position postérieure dans laquelle l'élément annulaire est espacé vers l'arrière des extrémités antérieures des structures annulaires extérieure et intérieure, avec la structure extérieure contractée pour
prendre un diamètre réduit qui permet aux structures annu-
laires extérieure et intérieure, à leurs extrémités anté-
rieures, de former une lèvre d'entrée ( 86) ayant un contour extérieur aérodynamiquement effilé destiné à réduire la traînée pendant la marche de l'avion en croisière; (d) la structure annulaire extérieure ( 42) comportant une multitude de segments longitudinaux ( 52) de forme trapézoïdale, disposés circonférentiellement côte-à-côte, montés en étant articulés à leurs extrémités arrière sur le corps annulaire pour mouvement pivotant dans le sens radial afin de les rapprocher de l'axe et de les en éloigner pour provoquer une contraction et une extension correspondante de la structure annulaire extérieure entre les diamètres réduit et agrandi à son extrémité antérieure, (e) la structure annulaire extérieure ( 44) comportant en outre un moyen ( 90) pour recouvrir de manière étanche les
interstices ( 54) existant entre les segments longitudinaux.
19 Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre: un agencement ( 62) pour accoupler l'élément annulaire 18 -
( 46) aux segments longitudinaux ( 52) et au moyen d'actionne-
ment ( 48), l'agencement comportant une multitude de pistes
longitudinales de guidage ( 66) sur les segments longitudi-
naux, et une multitude d'éléments de guidage ( 68) pouvant coulisser le long des pistes et reliés en pivotement au moyen
de mise en marche et à l'élément annulaire.
Entrée selon la revendication 19, caractérisée en ce que chacune des pistes s'étend longitudinalement le long de l'intérieur de l'un des segments longitudinaux en étant fixée à cet intérieur, chaque piste définissant un canal
longitudinal de guidage ( 70) avec une fente inférieure ( 72).
21 Entrée selon la revendication 20, caractérisée en ce que chacun des éléments de guidage comprend une partie à glissière ( 68 A) contenue à l'intérieur de l'un des canaux de guidage et une partie de liaison ( 68 B) en saillie vers l'intérieur qui s'étend à travers la fente et est reliée en pivotement à l'élément annulaire et au moyen de mise en marche. 22 Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que le moyen de couverture ( 90) comprend une multitude de bandes ( 96) en matériau élastique extensible qui s'étendent entre les segments longitudinaux et le long de ceux-ci, et
sont reliées aux bords longitudinaux opposés des segments.
23 Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que le moyen de couverture ( 90) comprend: une multitude de rainures ( 92), chacune étant définie le long d'un de deux côtés longitudinaux opposés de chacun des segments longitudinaux, et une multitude de bandes ( 94) en matériau rigide, chacune étant reliée à l'autre des deux côtés longitudinaux opposés de chacun des segments longitudinaux et montée à l'intérieur de la rainure définie le long du premier côté
pour déplacement à l'intérieur de la rainure.
24 Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que le moyen de couverture est une coiffe annulaire ( 98) 19 - en matériau élastique extensible, s'étendant autour de la
structure annulaire extérieure pour l'enfermer.
Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que le moyen de mise en marche comporte une multitude de mécanismes d'actionnement ( 48) espacés circonférentiellement
les uns des autres autour de l'axe (A).
26 Entrée selon la revendication 25, caractérisée en ce que chaque mécanisme d'actionnement comporte un vérin extensible et rétractable ( 78) , accouplé au corps annulaire
et à l'élément annulaire en s'étendant entre eux.
27 Entrée selon la revendication 26, caractérisée en ce que chaque mécanisme d'actionnement comporte un moyen de force motrice ( 80) accouplé de façon motrice au vérin
extensible et rétractable.
28 Entrée selon la revendication 27, caractérisée en ce que: chaque vérin ( 78) est un vérin à vis extensible et rétractable, et chaque moyen de force motrice ( 80) est un moteur
accouplé au vérin à vis.
29 Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que l'élément annulaire ( 46) se présente sous la forme
d'un tube annulaire creux.
Entrée selon la revendication 18, caractérisée en ce que la surface antérieure annulaire, incurvée ( 46 A), de
l'élément annulaire a la forme générale d'une ellipse.
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| FR9101774A Withdrawn FR2658865A1 (fr) | 1990-02-23 | 1991-02-14 | Entree d'air annulaire au contour variable pour nacelle de moteur d'avion. |
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Families Citing this family (58)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB8915481D0 (en) * | 1989-07-06 | 1990-01-04 | British Aerospace | Variable air intake |
| US5681014A (en) * | 1992-05-15 | 1997-10-28 | Palmer; Harry W. | Torsional twist airfoil control means |
| US6089505A (en) * | 1997-07-22 | 2000-07-18 | Mcdonnell Douglas Corporation | Mission adaptive inlet |
| FR2772341B1 (fr) * | 1997-12-12 | 2000-03-24 | Aerospatiale | Diffuseur d'air chaud pour capot d'entree d'air de moteur a reaction a circuit de degivrage |
| US6164598A (en) * | 1999-03-10 | 2000-12-26 | Northrop Grumman Corporation | Adaptive control surface apparatus |
| GB2407134B (en) * | 2003-10-16 | 2008-04-16 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine mounting assembly |
| US7328771B2 (en) * | 2004-07-27 | 2008-02-12 | United Technologies Corporation | Zero acoustic splice fan case liner |
| FR2879563B1 (fr) * | 2004-12-20 | 2008-07-11 | Airbus France Sas | Agencement d'entree d'air de ventilation |
| WO2006069291A2 (fr) * | 2004-12-22 | 2006-06-29 | Aurora Flight Sciences Corporation | Systeme et procede d'utilisation d'energie electrique stockee pour des avions a decollage et atterrissage verticaux a des fins d'amelioration de la poussee et de commande d'attitude |
| US7296656B2 (en) * | 2005-04-22 | 2007-11-20 | United Technologies Corporation | Acoustic mechanical retainer |
| US7296655B2 (en) * | 2005-04-22 | 2007-11-20 | United Technologies Corporation | Duct liner acoustic splice |
| DE102006031330B4 (de) * | 2005-07-14 | 2014-03-20 | Goodrich Corp. | Für Eis empfänglicher Abschnitt eines Flugzeugs, insbesondere Flugtriebwerk- Zelleneinlasslippe, umfassend ein Eisschutzsystem, Flugtriebwerk mit einer solchen Einlasslippe sowie ein Verfahren zum Schutz einer solchen Einlasslippe vor Vereisung |
| US7516918B2 (en) * | 2006-05-11 | 2009-04-14 | The Boeing Company | Morphable ceramic composite skins and structures for hypersonic flight |
| US7503425B2 (en) * | 2006-10-02 | 2009-03-17 | Spirit Aerosystems, Inc. | Integrated inlet attachment |
| US7797944B2 (en) * | 2006-10-20 | 2010-09-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having slim-line nacelle |
| US7870721B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-01-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase |
| US8408491B2 (en) * | 2007-04-24 | 2013-04-02 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine |
| US8205430B2 (en) * | 2007-05-16 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Variable geometry nacelle assembly for a gas turbine engine |
| US8727267B2 (en) * | 2007-05-18 | 2014-05-20 | United Technologies Corporation | Variable contraction ratio nacelle assembly for a gas turbine engine |
| US7766280B2 (en) * | 2007-05-29 | 2010-08-03 | United Technologies Corporation | Integral suction device with acoustic panel |
| US20080310956A1 (en) * | 2007-06-13 | 2008-12-18 | Jain Ashok K | Variable geometry gas turbine engine nacelle assembly with nanoelectromechanical system |
| US20080308684A1 (en) * | 2007-06-15 | 2008-12-18 | Chaudhry Zaffir A | Nacelle with articulating leading edge slates |
| US8402739B2 (en) * | 2007-06-28 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine |
| US9228534B2 (en) * | 2007-07-02 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Variable contour nacelle assembly for a gas turbine engine |
| US20090064684A1 (en) * | 2007-07-13 | 2009-03-12 | United Technologies Corp. | Systems Involving Inlet-Mounted Engine Controls |
| US9004399B2 (en) * | 2007-11-13 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Nacelle flow assembly |
| US8192147B2 (en) * | 2007-12-14 | 2012-06-05 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly having inlet bleed |
| US8186942B2 (en) * | 2007-12-14 | 2012-05-29 | United Technologies Corporation | Nacelle assembly with turbulators |
| US8529188B2 (en) * | 2007-12-17 | 2013-09-10 | United Technologies Corporation | Fan nacelle flow control |
| FR2931205B1 (fr) * | 2008-05-16 | 2010-05-14 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef, et structure d'entree d'air pour un tel ensemble |
| DE102008027275A1 (de) | 2008-06-06 | 2010-01-07 | Atena Engineering Gmbh | Luftatmende Gondel mit integriertem Turbolader |
| GB0813482D0 (en) * | 2008-07-24 | 2008-08-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle |
| GB0813483D0 (en) * | 2008-07-24 | 2008-08-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle |
| US8092169B2 (en) * | 2008-09-16 | 2012-01-10 | United Technologies Corporation | Integrated inlet fan case |
| US7798285B2 (en) * | 2008-11-14 | 2010-09-21 | Rohr, Inc. | Acoustic barrel for aircraft engine nacelle including crack and delamination stoppers |
| ES2343879B1 (es) * | 2008-11-28 | 2011-08-02 | Airbus Operations, S.L. | Perfil de sellado y uso del mismo. |
| FR2941674B1 (fr) * | 2009-02-04 | 2011-02-11 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur. |
| FR2942457B1 (fr) * | 2009-02-24 | 2011-04-22 | Snecma | Nacelle de turboreacteur a structure d'entree d'air amovible |
| US8197191B2 (en) * | 2009-04-14 | 2012-06-12 | Rohr, Inc. | Inlet section of an aircraft engine nacelle |
| US8261530B2 (en) | 2009-05-01 | 2012-09-11 | United Technologies Corporation | Cambered aero-engine inlet |
| US20110147533A1 (en) * | 2009-12-21 | 2011-06-23 | Honeywell International Inc. | Morphing ducted fan for vertical take-off and landing vehicle |
| US9016042B2 (en) | 2011-05-20 | 2015-04-28 | Rohr, Inc. | Reinforcement members for aircraft propulsion system components configured to address delamination of the inner fixed structure |
| DE102011103163A1 (de) * | 2011-06-01 | 2012-12-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk mit teleskopartigem Lufteinlass der Triebwerksverkleidung |
| FR2998545B1 (fr) | 2012-11-23 | 2016-10-28 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation |
| FR2998548B1 (fr) * | 2012-11-23 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation |
| US10107196B2 (en) * | 2014-08-08 | 2018-10-23 | Thomas International, Inc. | Adjustable size inlet system |
| US9957889B2 (en) | 2014-08-19 | 2018-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| US10054050B2 (en) | 2014-08-19 | 2018-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| US9951690B2 (en) | 2014-08-19 | 2018-04-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low noise aeroengine inlet system |
| US10221764B2 (en) * | 2014-08-19 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Variable geometry inlet system |
| GB201418322D0 (en) * | 2014-10-16 | 2014-12-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle |
| US20170283081A1 (en) * | 2016-04-05 | 2017-10-05 | Rohr, Inc. | Securing a translating fanlet for an aircraft propulsion system nacelle |
| US10752371B2 (en) * | 2016-09-30 | 2020-08-25 | General Electric Company | Translating nacelle wall for an aircraft tail mounted fan section |
| ES2890374T3 (es) * | 2017-10-30 | 2022-01-18 | Airbus Operations Sl | Cono de cola de aeronave que incorpora una APU con admisión de aire anular |
| FR3079499B1 (fr) * | 2018-03-28 | 2020-09-04 | Airbus Operations Sas | Partie anterieure de nacelle comportant un cadre de rigidification constitue de plusieurs elements adjacents assembles sur un premier anneau et un deuxieme anneau |
| FR3101854A1 (fr) * | 2019-10-15 | 2021-04-16 | Institut Superieur De L Aeronautique Et De L Espace | Nacelle de turbomachine |
| FR3115223B1 (fr) * | 2020-10-21 | 2023-05-12 | Safran Nacelles | Fabrication d’une lèvre d’entrée d’air ou d’un secteur annulaire de lèvre d’entrée d’air intégrant des ouvertures à bord rentré |
| DE102021103959B4 (de) | 2021-02-19 | 2024-05-02 | Brandenburgische Technische Universität Cottbus-Senftenberg | Variabler pitot-einlass für flugzeug-triebwerke |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2323542A (en) * | 1941-09-19 | 1943-07-06 | Jacobs Theodore Richard | Airplane wing construction |
| US2343986A (en) * | 1943-05-24 | 1944-03-14 | Marquctte Metal Products Compa | Airfoil control |
| US2423803A (en) * | 1943-12-08 | 1947-07-08 | Edward A Stalker | High lift device |
| GB850691A (en) * | 1957-05-14 | 1960-10-05 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in or relating to aircraft engine nacelle structures |
| US3074232A (en) * | 1959-07-25 | 1963-01-22 | Soyer Robert | Devices forming the mouthpieces of air admission pipes for jet engines for aircraft |
| US3222863A (en) * | 1963-10-07 | 1965-12-14 | Boeing Co | Aerodynamic inlet |
| FR1515159A (fr) * | 1967-01-17 | 1968-03-01 | Dassault Avions | Dispositif d'obturateur mobile entre voilure et structure fixe pour avions ou aérodynes à géométrie variable |
| GB1190774A (en) * | 1967-04-05 | 1970-05-06 | Rolls Royce | Improvements relating to the Silencing of Gas Turbine Engines |
| US3425650A (en) * | 1967-10-02 | 1969-02-04 | Joseph Silva | Air deflector for supersonic aircraft |
| US3532129A (en) * | 1969-02-05 | 1970-10-06 | Rolls Royce | Silencing of gas turbine engines |
| GB1312619A (en) * | 1969-10-03 | 1973-04-04 | Secr Defence | Air intakes for gas turbine engines |
| US3664612A (en) * | 1969-12-22 | 1972-05-23 | Boeing Co | Aircraft engine variable highlight inlet |
| US3716209A (en) * | 1970-06-01 | 1973-02-13 | Mini Of Technology | Fluid dynamic lift generating or control force generating structures |
| US3806065A (en) * | 1971-03-11 | 1974-04-23 | W Custer | Adjustable geometry airfoil in channel winged aircraft |
| US3698668A (en) * | 1971-04-08 | 1972-10-17 | Boeing Co | Variable camber airfoil |
| US3765623A (en) * | 1971-10-04 | 1973-10-16 | Mc Donnell Douglas Corp | Air inlet |
| GB1382809A (en) * | 1971-12-04 | 1975-02-05 | Rolls Royce | Air intakes for gas turbine engines |
| US3986688A (en) * | 1975-06-16 | 1976-10-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable effectiveness stabilizing/controlling surface |
| US4351502A (en) * | 1980-05-21 | 1982-09-28 | The Boeing Company | Continuous skin, variable camber airfoil edge actuating mechanism |
| US4500052A (en) * | 1981-03-05 | 1985-02-19 | Kyusik Kim | Liquid fuel prevaporization and back burning induction jet oval thrust transition tail pipe |
| US4530301A (en) * | 1984-01-30 | 1985-07-23 | Latham Ronald D | Variable camber air-foil for a vessel |
| US4549464A (en) * | 1984-02-23 | 1985-10-29 | Morton Thiokol, Inc. | Inflatable, aerodynamic shroud |
-
1990
- 1990-02-23 US US07/483,693 patent/US5000399A/en not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-01-17 CA CA002034439A patent/CA2034439A1/fr not_active Abandoned
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