La présente invention se rapporte à une nacelle pour aéronef, et à unThe present invention relates to a nacelle for aircraft, and to a
ensemble propulseur incorporant une telle nacelle. On connaît de la demande de brevet FR 06 08892, déposée par la demanderesse, une nacelle pour aéronef, adaptée pour être montée autour d'un turboréacteur à double flux comportant un carter de soufflante, cette nacelle comprenant une structure de liaison adaptée pour être montée sur le bord aval dudit carter d'une part et sur un pylône d'autre part. Dans cette demande antérieure, la structure de liaison permet de répartir sur le carter de soufflante les efforts transmis entre le turboréacteur et le pylône, et d'éviter ainsi les risques de déformation du turboréacteur inhérents aux dispositifs de suspension ponctuelle classiques. La présente invention a pour but d'apporter des améliorations à l'ensemble décrit dans ladite demande antérieure, et notamment de permettre un gain de poids et une meilleure accessibilité au corps de moteur pour les opérations de maintenance. On atteint ce but de l'invention avec une nacelle adaptée pour être montée autour d'un turboréacteur à double flux comportant un carter de soufflante, cette nacelle comprenant une structure de liaison adaptée pour être montée sur le bord aval dudit carter d'une part et sur un pylône d'autre part, cette nacelle étant remarquable en ce qu'au moins une partie de ladite structure de liaison est interrompue sur au moins une partie de la circonférence de cette structure. Cette caractéristique permet de réduire le poids de la structure de liaison par rapport à la configuration décrite dans la demande de brevet FR 06 08892, dans laquelle la structure de liaison fait tout le tour du bord aval du carter de soufflante. Comme cela est confirrné par les outils de modélisation, bien qu'elle ne s'étende pas sur tout le tour du bord aval du carter de soufflante, la structure de liaison selon l'invention permet d'atteindre la robustesse souhaitée, moyennant un dimensionnement adapté. Par ailleurs, l'interruption de la structure de liaison sur une partie du bord aval du carter de soufflante permet de faciliter l'accès au corps de moteur lors des opérations de maintenance, et éventuellement d'installer au moins une porte de protection de ce corps de moteur (voir ci-après). thruster assembly incorporating such a nacelle. The patent application FR 06 08892, filed by the applicant, discloses an aircraft nacelle adapted to be mounted around a turbofan engine comprising a fan casing, this nacelle comprising a connecting structure adapted to be mounted on the downstream edge of said housing on the one hand and on a pylon on the other hand. In this prior application, the connecting structure makes it possible to distribute on the fan casing the forces transmitted between the turbojet engine and the pylon, and thus to avoid the risks of deformation of the turbojet engine inherent to conventional point suspension devices. The present invention aims to provide improvements to the assembly described in said prior application, and in particular to allow a weight saving and better accessibility to the motor body for maintenance operations. This object of the invention is achieved with a nacelle adapted to be mounted around a turbofan engine comprising a fan casing, this nacelle comprising a connecting structure adapted to be mounted on the downstream edge of said casing on the one hand and on a pylon on the other hand, this nacelle being remarkable in that at least a portion of said connecting structure is interrupted on at least a part of the circumference of this structure. This feature makes it possible to reduce the weight of the connection structure with respect to the configuration described in the patent application FR 06 08892, in which the connecting structure is all around the downstream edge of the fan casing. As confirmed by the modeling tools, although it does not extend over the entire circumference of the downstream edge of the fan casing, the connection structure according to the invention makes it possible to achieve the desired robustness, subject to sizing. adapted. Furthermore, the interruption of the connection structure on a part of the downstream edge of the fan casing makes it possible to facilitate access to the motor body during maintenance operations, and possibly to install at least one protective door of this type. motor body (see below).
Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de la présente invention : According to other optional features of the present invention:
Version n -16/03/07 - ladite partie interrompue de ladite structure de liaison est située entre 4 heures et 8 heures : cet agencement réalise un compromis optimal entre le poids de la structure de liaison et sa robustesse, et permet une bonne transmission des efforts entre le bord aval du carter de soufflante et la structure de liaison ; - ladite nacelle comprend au moins une porte destinée à permettre l'accès au corps de moteur dudit turboréacteur, disposée dans la zone d'interruption de ladite structure de liaison, et dans la continuité de cette structure : cette porte d'accès permet, en fonctionnement, de protéger le corps de moteur et, lors des opérations de maintenance, de faciliter l'accès au corps de moteur ; - cette nacelle comprend deux portes d'accès audit corps de rnoteur, montées pivotantes autour d'axes situés respectivement à 4 heures et à 8 heures : une telle disposition permet un accès facile par le dessous au corps de moteur ; - ladite structure de liaison comprend deux éléments annulaires concentriques reliés entre eux par des entretoises disposées de manière triangulaire, l'un de ces deux éléments étant destiné à être fixé sur le bord aval dudit carter de soufflante : une telle géométrie, dite en treillis , réalise un excellent compromis poids/robustesse ; - l'élément annulaire destiné à être fixé sur le bord aval dudit carter est continu sur toute sa circonférence, l'autre élément annulaire étant interrompu sur une partie de sa circonférence, lesdites entretoises étant disposées dans la zone circonférentielle commune à ces deux éléments annulaires : cet agencement permet une solidité accrue de la fixation de la structure de liaison sur le bord aval du carter de soufflante ; - cette nacelle comprend un inverseur de poussée comprenant des grilles placées dans les espaces situés entre lesdites entretoises, et un capot apte à être monté coulissant sur ledit pylône : cet agencement des grilles dans les entretoises permet d'optimiser l'encombrement ; -ledit capot est mobile vers une position extrême permettant la maintenance dudit turboréacteur : cet agencement permet d'accéder facilement à toutes les parties du corps de moteur pour les opérations de maintenance ; -cette nacelle comprend deux biellettes de renfort aptes à être interposées en biais entre ladite structure de liaison et ledit pylône : ces Version n -16/03/07 biellettes permettent de consolider la liaison entre le pylône et la structure de liaison ; - cette nacelle comprend au moins un tirant de reprise de poussée, apte à être interposé entre le corps de moteur dudit turboréacteur et ledit pylône : ce tirant contribue à la bonne tenue du turboréacteur par rapport à la structure de liaison, sous l'effet des efforts de poussée ; - ladite structure de liaison est formée en matériau composite : là encore, cette solution permet d'optimiser le compromis poids/robustesse. La présente invention se rapporte également à un ensemble 10 propulseur pour aéronef, comprenant : - une nacelle conforme à ce qui précède, - un turboréacteur à double flux monté à l'intérieur de cette nacelle, la structure de liaison de ladite nacelle étant fixée sur le bord aval du carter de la soufflante dudit turboréacteur, et 15 - un pylône fixé sur ladite structure de liaison. Suivant une caractéristique optionnelle de cet ensemble propulseur, le turboréacteur comprend au moins trois montants radiaux interposés entre le corps de moteur et le carter de soufflante dudit turboréacteur, ces trois montants étant répartis à 8 heures, 12 heures et 4 20 heures. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre et à l'examen des figures annexées, dans lesquelles : - la figure 1 est une vue de côté d'un ensemble propulseur selon 25 l'invention, en position de fonctionnement normal, - la figure 2 est une vue en coupe axiale de cet ensemble propulseur, - la figure 3 est une vue de cet ensemble propulseur fonctionnant en mode d'inverseur de poussée, certains organes n'étant pas représentés 30 (dans un souci de clarté), -la figure 4 est une vue de cet ensemble propulseur en position de maintenance, certains organes n'étant pas représentés (dans un souci de clarté), - les figures 5 et 6 sont des vues en perspective sous deux angles 35 différents des moyens porteurs de l'ensemble propulseur selon l'invention, Version n -16/03/07 - la figure 7 est une vue en perspective de l'ensemble propulseur selon l'invention, équipé de grilles d'inversion de poussée et de portes de protection du corps de moteur, l'une de ces portes étant représentée en position ouverte, - la figure 8 est une vue selon la flèche F de la figure 7 de cet ensemble propulseur, deux portes étant représentées en position ouverte, et - la figure 9 est une vue en coupe prise selon le plan P de la figure 7 de cet ensemble propulseur. En se reportant aux figures 1 et 2, on peut voir que l'ensemble propulseur selon l'invention comprend une nacelle 1 à l'intérieur de laquelle se trouve un turboréacteur 3, l'ensemble nacelle/turboréacteur étant destiné à être fixé sous une aile d'avion au moyen d'un pylône 5 (couramment appelé aussi "mât"). En se reportant plus particulièrement à la figure 2, on peut voir que la nacelle 1 comprend d'une part une partie fixe 7, et d'autre part une partie 9 appelée capot, montée coulissante longitudinalement sur le pylône 5. Le turboréacteur 3 comporte dans sa partie amont une soufflante 11 et dans sa partie aval un corps de moteur 13. Comme cela est connu en soi, la soufflante 11 permet d'engendrer un flux d'air froid circulant dans une zone 15 située à la périphérie du corps de moteur 13, et ce dernier engendre une flux d'air chaud sortant à très haute vitesse par une tuyère 17. La soufflante 11 est entourée d'un carter de soufflante 19 formant une partie de la paroi intérieure de la partie fixe de nacelle 7. Version n-16/03/07 - said interrupted part of said connecting structure is between 4 hours and 8 hours: this arrangement achieves an optimal compromise between the weight of the connecting structure and its robustness, and allows a good transmission of forces between the downstream edge of the fan casing and the connecting structure; said nacelle comprises at least one door intended to allow access to the engine body of said turbojet engine, arranged in the zone of interruption of said link structure, and in the continuity of this structure: this access gate makes it possible, in operation, to protect the motor body and, during maintenance operations, to facilitate access to the motor body; - This nacelle comprises two access doors to said engine body, pivotally mounted about axes respectively at 4 o'clock and 8 o'clock: such an arrangement allows easy access from below to the motor body; said connecting structure comprises two concentric annular elements interconnected by spacers arranged in a triangular manner, one of these two elements being intended to be fixed on the downstream edge of said fan casing: such a geometry, called a lattice, achieves an excellent compromise weight / robustness; the annular element intended to be fixed on the downstream edge of said casing is continuous over its entire circumference, the other annular element being interrupted over a part of its circumference, said spacers being arranged in the circumferential zone common to these two annular elements; this arrangement allows increased strength of the attachment of the connecting structure on the downstream edge of the fan casing; - This nacelle comprises a thrust reverser comprising grids placed in the spaces between said spacers, and a cover adapted to be slidably mounted on said pylon: this arrangement of the grids in the spacers makes it possible to optimize the bulk; said hood is movable to an extreme position for servicing said turbojet engine: this arrangement allows easy access to all parts of the engine body for maintenance operations; -This nacelle comprises two reinforcing rods capable of being inserted at an angle between said connecting structure and said pylon: These Version n-16/03/07 rods are used to consolidate the connection between the tower and the connecting structure; this nacelle comprises at least one pulling rod of thrust, able to be interposed between the engine body of said turbojet engine and said pylon: this tie contributes to the good behavior of the turbojet engine with respect to the link structure, under the effect of the thrust efforts; - Said connecting structure is formed of composite material: again, this solution optimizes the weight / robustness compromise. The present invention also relates to an aircraft propulsion assembly, comprising: a nacelle according to the foregoing; a turbojet engine mounted inside this nacelle, the connecting structure of said nacelle being fixed on the downstream edge of the fan casing of said turbojet, and 15 - a pylon fixed on said connecting structure. According to an optional feature of this propulsion assembly, the turbojet engine comprises at least three radial uprights interposed between the engine body and the fan casing of said turbojet engine, these three uprights being distributed at 8 hours, 12 hours and 4 hours. Other features and advantages of the present invention will emerge in the light of the following description and the examination of the appended figures, in which: FIG. 1 is a side view of a propulsion assembly according to FIG. invention, in normal operating position, - Figure 2 is an axial sectional view of this propulsion assembly, - Figure 3 is a view of this propulsion system operating in thrust reverser mode, some bodies are not shown 30 (for the sake of clarity), FIG. 4 is a view of this propulsion assembly in the maintenance position, certain members not being shown (for the sake of clarity), FIGS. perspective from two different angles of the carrier means of the propulsion assembly according to the invention, Version n -16/03/07 - Figure 7 is a perspective view of the propulsion assembly according to the invention, equipped with gates reverse thrust and e protective doors of the motor body, one of these doors being shown in the open position, - Figure 8 is a view along the arrow F of Figure 7 of this propulsion assembly, two doors being shown in the open position, and - Figure 9 is a sectional view taken along the plane P of Figure 7 of this propulsion assembly. Referring to FIGS. 1 and 2, it can be seen that the propulsion assembly according to the invention comprises a nacelle 1 inside which there is a turbojet engine 3, the nacelle / turbojet engine assembly being intended to be fixed under a wing of aircraft by means of a pylon 5 (also commonly called "mast"). Referring more particularly to FIG. 2, it can be seen that the nacelle 1 comprises on the one hand a fixed part 7, and on the other hand a part 9 called hood, slidably mounted longitudinally on the pylon 5. The turbojet engine 3 comprises in its upstream part a fan 11 and in its downstream part a motor body 13. As is known per se, the fan 11 makes it possible to generate a flow of cold air circulating in an area 15 located at the periphery of the body of motor 13, and the latter generates a flow of hot air leaving at very high speed through a nozzle 17. The fan 11 is surrounded by a fan casing 19 forming a portion of the inner wall of the fixed portion of nacelle 7.
Le corps de moteur 13 est fixé sur le carter de soufflante 19 au moyen d'une pluralité de montants radiaux dont l'un est visible et porte la référence 21 sur la figure 2. Le positionnement de ce montant est dit à 12 heures , par référence à la position des heures sur le cadran d'une horloge. The motor body 13 is fixed on the fan casing 19 by means of a plurality of radial uprights, one of which is visible and bears the reference 21 in FIG. 2. The positioning of this upright is said to be at 12 o'clock, by reference to the position of the hours on the dial of a clock.
Ce mode de repérage très pratique et qui sera utilisé par la suite s'applique à un observateur qui regarde l'ensemble propulseur selon l'invention dans la direction donnée par la flèche F1 visible sur la figure 2. Le pylône 5 est relié au carter de soufflante 19 par une structure de liaison 23 dont les caractéristiques vont être expliquées à partir des figures 3 à 35 6. Version n -16/03/07 Comme on peut le voir sur ces figures, cette structure de liaison 23 comprend deux éléments annulaires 25, 27 reliés entre eux par des entretoises :29 disposées de manière triangulaire, définissant ainsi une structure en treillis. Cette structure en treillis ne s'étend en réalité que sur une portion de cercle, et de préférence sur la portion de cercle allant de 8 heures à 4 heures et passant par les 12 heures dont on supposera, comme précédemment d'ailleurs, quelles sont situées à l'endroit du pylône 5. En d'autres termes, ceci signifie que l'arc défini par la structure 23 mesure environ 240 , ou encore que cette structure est interrompue sur la portion de cercle allant de 4 heures à 8 heures et passant par les 6 heures. Le dimensionnement de la structure de liaison 23 est effectué de manière classique en utilisant les règles applicables dans le domaine de la résistance des matériaux, éventuellement à l'aide d'un logiciel de calcul disponible dans le commerce. This very practical mode of identification and which will be used subsequently applies to an observer who looks at the thruster assembly according to the invention in the direction given by the arrow F1 visible in FIG. 2. The pylon 5 is connected to the casing blower 19 by a connecting structure 23 whose characteristics will be explained from FIGS. 3 to 6. 6. Version n -16/03/07 As can be seen in these figures, this connecting structure 23 comprises two annular elements. 25, 27 interconnected by spacers 29 arranged in a triangular manner, thereby defining a lattice structure. This lattice structure in fact extends only over a portion of a circle, and preferably over the portion of a circle going from 8 hours to 4 hours and passing through the 12 hours which will be assumed, as previously, which are located in the place of the tower 5. In other words, this means that the arc defined by the structure 23 is about 240, or that this structure is interrupted on the portion of the circle ranging from 4 hours to 8 hours and going through the 6 hours. The sizing of the connecting structure 23 is performed in a conventional manner using the rules applicable in the field of the resistance of the materials, possibly using a commercially available calculation software.
De préférence, et comme cela est visible notamment sur les figures 5 et 6, on prévoit deux biellettes de renfort 31 disposées de part et d'autre du pylône 5 et reliant celui-ci à la structure de liaison 23. On prévoit également au moins un (et de préférence deux) tirant(s) de reprise de poussée 33, fixé(s) d'une part au pylône 5, et d'autre part au 20 corps de moteur 13. Avantageusement, la structure de liaison 23 pourra être formée dans un matériau composite. En se reportant aux figures 2 à 4, on peut comprendre que la structure de liaison 23 est fixée sur Ile bord aval 34 du carter de soufflante 19 25 par des moyens appropriés. La configuration de la figure 3 se déduit de celle de la figure 1 par un coulissement du capot 9 vers l'aval du turboréacteur 3, c'est-à-dire vers la droite de la figure. Ce coulissement permet d'exposer la structure de liaison 23 à 30 l'extérieur, et ainsi de mettre en oeuvre des moyens d'inversion de poussée, comme cela sera expliqué plus en détail par la suite La configuration de la figure 4 se déduit de celle de la figure 3 par un coulissement encore plus en aval du capot 9, et correspond à une situation de maintenance de l'ensemble propulseur selon l'invention. Version n -16/03/07 On se rapporte à présent plus particulièrement aux figures 7 à 9, sur lesquelles on a représenté un ensemble propulseur selon l'invention (lorsqu'il est complètement équipé. Comme on peut le voir sur la figure 7, cet ensemble propulseur 5 comprend des grilles d'inversion de poussée 35 disposées dans des espaces situés entre les entretoises 29. Cet ensemble propulseur comprend également deux portes 37, 39 d'accès au corps de moteur 13, montées pivotantes autour d'axes 41, 43 disposés respectivement à 4 heures et à 8 heures. Preferably, and as can be seen in particular in FIGS. 5 and 6, there are provided two reinforcing rods 31 disposed on either side of the pylon 5 and connecting it to the connecting structure 23. At least one (and preferably two) pulling (s) thrust recovery 33, fixed (s) firstly to the pylon 5, and secondly to the motor body 13. Advantageously, the connecting structure 23 may be formed in a composite material. Referring to Figures 2-4, it can be understood that the connecting structure 23 is attached to the downstream edge 34 of the blower housing 19 by appropriate means. The configuration of Figure 3 is deduced from that of Figure 1 by a sliding of the cover 9 downstream of the turbojet engine 3, that is to say to the right of the figure. This sliding makes it possible to expose the connecting structure 23 to the outside, and thus to implement thrust reversal means, as will be explained in more detail below. The configuration of FIG. 4 is deduced from FIG. that of Figure 3 by sliding further downstream of the cover 9, and corresponds to a maintenance situation of the propulsion system according to the invention. Version n -16/03/07 Referring now more particularly to FIGS. 7 to 9, on which a propulsion unit according to the invention is shown (when it is completely equipped, as can be seen in FIG. , this propulsion assembly 5 comprises thrust reversal grids 35 disposed in spaces between the struts 29. This thruster assembly also comprises two doors 37, 39 for access to the motor body 13, pivotally mounted about axes 41 43 at 4 o'clock and 8 o'clock respectively.
10 Comme cela est visible sur la figure 9, ces portes sont adaptées pour se fermer dans le prolongement de la structure de liaison 23, dans la zone où cette structure s'interrompt. On remarquera également sur la figure 9 que l'on prévoit de préférence quatre montants 21, 45, 47, 49 interposés entre le corps de moteur 15 13 et le carter de soufflante 19. On retrouve d'une part le montant 21 situé à 12 heures, visible sur la figure 2, et d'autre part trois montants 45, 47, 49 disposés respectivement à 4 heures, 6 heures et 8 heures. On peut donc remarquer que trois montants, à savoir les montants 20 disposés à 12 heures, 4 heures et 8 heures, sont situés dans la même zone angulaire que la structure de liaison 23. Les avantages de la présente invention résultent directement de la description qui précède. Du fait que la structure de liaison 23 ne s'étend que sur une portion 25 de la circonférence du bord aval 34 du carter de soufflante 19, on peut gagner du poids par rapport à la structure de la technique antérieure. Le dimensionnement correct de cette structure de liaison en treillis, selon les règles de l'art connues de l'homme du métier, permet d'atteindre la robustesse recherchée.As can be seen in FIG. 9, these doors are adapted to close in the extension of the connecting structure 23, in the zone where this structure is interrupted. It will also be noted in FIG. 9 that four uprights 21, 45, 47, 49 interposed between the motor body 13 and the fan casing 19 are preferably provided. On the one hand, the amount 21 located at 12 is hours, visible in Figure 2, and secondly three uprights 45, 47, 49 arranged respectively at 4 hours, 6 hours and 8 hours. It can thus be noted that three amounts, namely the amounts arranged at 12 o'clock, 4 o'clock and 8 o'clock, are located in the same angular area as the connecting structure 23. The advantages of the present invention result directly from the description which above. Since the connecting structure 23 only extends over a portion of the circumference of the downstream edge 34 of the fan casing 19, weight can be gained from the prior art structure. The correct dimensioning of this lattice connection structure, according to the rules of the art known to those skilled in the art, makes it possible to achieve the desired robustness.
30 Cette robustesse peut être obtenue à moindre poids si l'on choisit des matériaux composites pour former cette structure de liaison. De plus, l'interruption de cette structure de liaison 23 sur une partie de sa circonférence permet un accès facilité au corps de moteur 13, lorsque l'ensemble propulseur selon l'invention se trouve dans sa configuration de 35 maintenance visible à la figure 4. Version n -16/03/07 Cette interruption circonférentielle de la structure de liaison 23 permet en outre la mise en place de portes de protection 37, 39 comme cela a été indiqué à propos des figures 7 à 9. La structure de liaison 23, de par sa forme en treillis, est particulièrement adaptée pour la mise en place de grilles d'inversion de poussée, lesquelles deviennent actives lorsque l'ensemble propulseur selon l'invention se trouve dans sa configuration représentée à la figure 3. On notera que le fait de placer les trois montants 21, 45, 49 dans la même zone angulaire que la structure de liaison 23 permet une transmission optimale des efforts entre le corps de moteur 13 et cette structure de liaison. On notera également que le tirant de reprise de poussée 33 permet de transmettre au pylône 5 une partie des efforts de poussée engendrés par le turboréacteur 3. Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée au mode de réalisation décrit et représenté, fourni à titre de simple exemple. C'est ainsi notamment que l'on pourrait envisager que l'élément annulaire 25 fixé sur le bord aval du carter 19 s'étende sur toute la circonférence de ce bord, l'autre élément annulaire 27 ne s'étendant, quant à lui, que sur la partie de circonférence située entre 8 heures et 4 heures et passant par 12 heures (comme dans le mode de réalisation précédent), les entretoises 29 étant disposées dans la zone circonférentielle commune aux deux éléments. Ce mode de réalisation présente comme avantage de permettre la mise en place de portes 37, 39 tout en présentant une fixation plus solide de la 25 structure de liaison 23 sur le bord aval 34 du carter 19. Version n -16/03/07This robustness can be obtained at a lower weight if composite materials are chosen to form this bonding structure. In addition, the interruption of this connecting structure 23 over part of its circumference allows easy access to the motor body 13, when the propulsion assembly according to the invention is in its maintenance configuration visible in FIG. Version n -16/03/07 This circumferential interruption of the connecting structure 23 further allows the establishment of protective doors 37, 39 as indicated with reference to Figures 7 to 9. The connecting structure 23 , due to its lattice shape, is particularly suitable for the installation of thrust reversal grids, which become active when the thruster assembly according to the invention is in its configuration shown in FIG. 3. It will be noted that placing the three uprights 21, 45, 49 in the same angular zone as the connecting structure 23 allows optimum transmission of forces between the motor body 13 and this connecting structure. It will also be noted that the thrust recovery tie 33 makes it possible to transmit to the pylon 5 a portion of the thrust forces generated by the turbojet engine 3. Naturally, the present invention is in no way limited to the embodiment described and shown, provided to as a simple example. It is thus in particular that one could envisage that the annular element 25 fixed on the downstream edge of the casing 19 extends over the entire circumference of this edge, the other annular element 27 not extending, meanwhile only on the portion of circumference between 8 hours and 4 hours and passing through 12 hours (as in the previous embodiment), the spacers 29 being disposed in the circumferential zone common to both elements. This embodiment has the advantage of allowing the installation of doors 37, 39 while having a more solid attachment of the connecting structure 23 on the downstream edge 34 of the housing 19. Version n-16/03/07