L'invention se rapporte à une nacelle de moteur à réaction pour un avion.The invention relates to a jet engine nacelle for an aircraft.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseurs de poussée. Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en avant du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section arrière abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur. An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped. These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical system for actuating thrust reversers. A nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet in front of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a rear section housing thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. , and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
Les nacelles modernes sont souvent destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur. Une nacelle présente généralement une structure externe, dite Outer Fixed Structure (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite Inner Fixed Structure (IFS), comportant un panneau interne entourant la structure du turboréacteur proprement dite en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Certains équipements du turboréacteur conduisent des fluides fortement pressurisés. En cas de rupture intempestive des ces équipements, le panneau interne est soumis à une forte surpression qui peut conduire jusqu'à la destruction d'une partie dudit panneau et/ou du matériel logé dans cet environnement. Pour éviter cette destruction, il est communément admis d'installer une ou plusieurs trappes de surpression en partie arrière du panneau interne de la structure externe, à la sortie du canal annulaire, le débit de gaz constitutif de la surpression étant alors théoriquement évacué directement vers l'extérieur de la nacelle. Modern nacelles are often intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a hot air flow (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine. A nacelle generally has an external structure, called Outer Fixed Structure (OFS), which defines, with a concentric internal structure, called Inner Fixed Structure (IFS), comprising an inner panel surrounding the structure of the turbojet engine itself behind the fan, an annular flow channel, also called a vein, for channeling a flow of cold air, said secondary, which circulates outside the turbojet engine. The primary and secondary flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle. Some turbojet equipment drives highly pressurized fluids. In case of inadvertent rupture of these equipment, the inner panel is subjected to a high pressure that can lead to the destruction of a portion of said panel and / or equipment housed in this environment. To avoid this destruction, it is commonly accepted to install one or more overpressure hatches at the rear of the inner panel of the external structure, at the outlet of the annular channel, the gas flow constituting the overpressure then being theoretically discharged directly to the outside of the basket.
Néanmoins, le débit de gaz généré par l'explosion produite dans le compartiment du turboréacteur ne peut être expulsé qu'après avoir parcouru tout le trajet jusqu'à la trappe de surpression la plus proche. Or, il a été constaté en pratique que cet éloignement avait pour effet de limiter grandement l'intérêt de l'intégration de telles trappes de surpression, dans la mesure où la structure et/ou les équipements ont pu souffrir avant que la surpression ne soit évacuée. Dans certains cas, il a même été constaté que ces trappes de surpression ne jouaient aucun rôle. La présente invention a pour objet de proposer une solution alternative, et consiste pour cela en une nacelle pour turboréacteur, du type comportant une section arrière constitutive d'une structure externe qui définit, avec une structure interne concentrique comportant un panneau interne destiné à entourer une partie aval du turboréacteur, un canal annulaire d'écoulement d'un flux dit secondaire, ladite nacelle comportant des moyens d'échappement ménagés dans le panneau interne et comprenant au moins une trappe de surpression équipée de moyens d'écartement permettant de garantir un débit minimal d'évacuation vers l'extérieur en cas de surpression intempestive, lesdits moyens d'écartement étant réalisés à l'aide d'au moins une béquille équipée de moyens de blocage conçus pour bloquer ladite béquille dans sa position d'écartement en cas de surpression nécessitant l'ouverture de la trappe de surpression, caractérisée en ce que la béquille comprend une enveloppe creuse dans laquelle peut coulisser une tige, ladite enveloppe présentant une extrémité fixée dans la trappe de surpression et ladite tige présentant une extrémité fixée dans le panneau interne, et en ce que 30 35 les moyens de blocage sont réalisés à l'aide, d'une part, d'un doigt de blocage logé dans l'enveloppe et présentant une première extrémité montée pivotante autour d'un axe au niveau de l'extrémité de l'enveloppe fixée dans la trappe de surpression et une seconde extrémité logée dans une cavité ménagée dans la tige, et d'autre part, des moyens de renvoi élastiques conçus de manière à désaxer longitudinalement ledit doigt de blocage par rapport à la cavité de la tige lorsque cette dernière a coulissé dans l'enveloppe, empêchant ainsi son retour en arrière. Avantageusement, les moyens d'échappement sont positionnés à 10 l'avant du panneau interne. Il doit être bien compris qu'une autre solution pour pallier le risque potentiel de re-fermeture peut également consister dans l'intégration de moyens permettant de freiner le mouvement de re-fermeture de la trappe de surpression, de sorte que cette dernière puisse trouver son point d'équilibre. 15 Ainsi, dans une nacelle selon l'invention, la localisation de la ou des trappe(s) de surpression peut être choisie au plus près des équipements du turboréacteur susceptibles de créer la plus forte surpression, de sorte que cette ou ces trappe(s) de surpression soient capables d'évacuer cette surpression sans solliciter la raideur du panneau interne de la structure interne. 20 En effet, l'originalité de l'invention est de profiter de la surpression locale très importante à proximité de l'endroit de l'éclatement pour favoriser l'ouverture immédiate des moyens d'échappement, ce qui pemet en définitive une expulsion quasi-instantanée des gaz générés par l'explosion. Le risque d'endommagement du panneau interne et/ou du matériel environnant est par 25 conséquent considérablement réduit. Les avantages immédiats d'une telle installation sont un gain en masse et coût puisque, le panneau interne de la structure interne n'étant plus sollicité par d'éventuelles surpressions intempestives, il n'est plus nécessaire de le dimensionner afin qu'il puisse résister à de telles sollicitations. De plus, 30 les avionneurs ont plus de liberté quant au choix de la localisation de la ou des trappe(s) de surpression le long du canal annulaire. Etant donné la position de ces moyens d'échappement, une nacelle selon l'invention comprend de préférence des moyens de détection conçus de manière à rendre visibles depuis l'extérieur l'actionnement des moyens 35 d'échappement. Nevertheless, the gas flow generated by the explosion produced in the turbojet engine compartment can only be expelled after having traveled all the way to the nearest pressure relief hatch. However, it has been found in practice that this removal has the effect of greatly limiting the interest of the integration of such overpressure hatches, insofar as the structure and / or equipment may have suffered before the overpressure was evacuated. In some cases, it has even been found that these surge traps played no role. The object of the present invention is to propose an alternative solution, consisting of a nacelle for a turbojet, of the type comprising a rear section constituting an external structure which defines, with a concentric internal structure comprising an internal panel intended to surround a downstream portion of the turbojet engine, an annular flow channel of a so-called secondary flow, said nacelle comprising exhaust means formed in the inner panel and comprising at least one overpressure flap equipped with spacing means to guarantee a flow rate minimum evacuation to the outside in case of inadvertent overpressure, said spacing means being made using at least one stand equipped with locking means designed to lock said stand in its position of separation in case of overpressure requiring the opening of the overpressure trap, characterized in that the stand comprises an envel hollow appe in which a rod can slide, said casing having an end fixed in the overpressure door and said rod having an end fixed in the inner panel, and in that the locking means are made using, on the one hand, a locking pin housed in the casing and having a first end pivotally mounted about an axis at the end of the casing fixed in the overpressure trap and a second end housed in a casing; cavity formed in the rod, and secondly, resilient return means designed to longitudinally offset said locking finger relative to the stem cavity when the latter has slid into the envelope, thus preventing its return to back. Advantageously, the exhaust means are positioned at the front of the inner panel. It should be understood that another solution to mitigate the potential risk of re-closing can also include the integration of means to slow the re-closing movement of the pressure relief hatch, so that the latter can find its point of balance. Thus, in a nacelle according to the invention, the location of the overpressure hatch (s) can be chosen as close as possible to the turbojet equipment likely to create the highest overpressure, so that this or these hatches (s) ) overpressure are able to evacuate this overpressure without soliciting the stiffness of the inner panel of the internal structure. Indeed, the originality of the invention is to take advantage of the very high local pressure in the vicinity of the bursting location to promote the immediate opening of the exhaust means, which ultimately allows a quasi-expulsion. - instantaneous gases generated by the explosion. The risk of damaging the inner panel and / or the surrounding material is therefore greatly reduced. The immediate advantages of such an installation are a gain in mass and cost since, the inner panel of the internal structure is no longer solicited by possible overpressure, it is no longer necessary to size it so that it can resist such solicitations. In addition, the aircraft manufacturers have more freedom in choosing the location of the hatch (s) of overpressure along the annular channel. Given the position of these exhaust means, a nacelle according to the invention preferably comprises detection means designed to make visible from the outside the actuation of the exhaust means.
Avantageusement, les moyens de détection comprennent un système de commande dont le déclenchement est conditionné par l'activation des moyens d'échappement. Avantageusement encore, le système de commande est relié à au 5 moins un organe mécanique de visualisation externe par l'intermédiaire de moyens de transmission. Préférentiellement, le système de commande comprend une gâchette précontrainte, reliée aux moyens de transmission, dont la libération est conditionnée par la mise en action des moyens d'échappement. 10 La présente invention se rapporte également à un aéronef comprenant au moins une nacelle selon l'invention. La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé dans lequel : 15 La figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle selon l'invention à l'état de fermeture ; Les figures 2 et 3 sont des vues schématiques partielles en perspective du panneau interne d'une nacelle selon le mode de réalisation préféré de l'invention lorsque la trappe de surpression est déployée ; 20 La figure 4 est une vue en perspective de la trappe de surpression selon l'invention ; La figure 5 est une vue partielle en coupe longitudinale de la béquille au repos de la trappe de suppression représentée à la figure 4 ; La figure 6 est une vue partielle en coupe longitudinale de la 25 béquille déployée de la trappe de suppression représentée à la figure 4 ; La figure 7 est une vue schématique partielle de la nacelle représentée à la figure 2, équipée des moyens de détection. Une nacelle d'un aéronef 1 selon l'invention, telle que représentée à la figure 1, comprend de manière connue en soi une structure externe 2, dite 30 OFS, qui définit un canal annulaire 3 d'écoulement avec une structure interne 4 concentrique, dite IFS, entourant la structure du turboréacteur (non représenté) en arrière d'une soufflante 5. Plus précisément, cette structure externe 2 se décompose en une section avant 6 d'entrée d'air, une section médiane 7 destinée à entourer la 35 soufflante 5, et une section arrière 8 formée généralement d'au moins deux demi-coquilles. Advantageously, the detection means comprise a control system whose triggering is conditioned by the activation of the escape means. Advantageously again, the control system is connected to at least one mechanical external display unit by means of transmission means. Preferably, the control system comprises a prestressed trigger, connected to the transmission means, the release of which is conditioned by the actuation of the exhaust means. The present invention also relates to an aircraft comprising at least one nacelle according to the invention. The implementation of the invention will be better understood with the aid of the detailed description which is described below with reference to the appended drawing in which: FIG. 1 is a diagrammatic view in longitudinal section of a nacelle according to FIG. invention in the closed state; Figures 2 and 3 are partial schematic perspective views of the inner panel of a nacelle according to the preferred embodiment of the invention when the overpressure door is deployed; FIG. 4 is a perspective view of the overpressure trap according to the invention; Figure 5 is a partial longitudinal sectional view of the stand at rest of the suppression door shown in Figure 4; Figure 6 is a partial longitudinal sectional view of the extended stand of the blanking hatch shown in Figure 4; Figure 7 is a partial schematic view of the nacelle shown in Figure 2, equipped with the detection means. A nacelle of an aircraft 1 according to the invention, as represented in FIG. 1, comprises, in a manner known per se, an outer structure 2, called OFS, which defines an annular flow channel 3 with a concentric internal structure 4 , IFS, surrounding the structure of the turbojet engine (not shown) behind a fan 5. More specifically, this external structure 2 is decomposed into a front section 6 of air inlet, a central section 7 intended to surround the Blower 5, and a rear section 8 generally formed of at least two half-shells.
La structure interne 4 comporte un panneau interne 10 qui entoure une partie aval du turboréacteur. Comme représenté aux figures 2 et 3, des moyens d'échappements 11 sont ménagés dans ce panneau interne 10 afin que toute surpression intempestive survenant dans le compartiment du turboréacteur soit évacuée dans le canal annulaire 3. Ces moyens d'échappement 11 sont préférentiellement positionnés à l'avant du panneau interne 10, de manière à être situé au plus près des zones sensibles dans lesquelles des surpressions peuvent intervenir du fait d'une explosion dans le compartiment du turboréacteur. Ces moyens d'échappement 11 comprennent au moins une trappe de surpression 12 équipée d'une béquille 13. La trappe de surpression 12 est rattachée au panneau interne 10, et est montée pivotante autour de ce dernier par l'intermédiaire d'un jeu de charnières 9. Une nacelle selon l'invention est représentée plus spécifiquement 15 aux figures 4 à 6. La béquille 13 de la trappe de surpression 12 comprend une enveloppe 14 creuse cylindrique dans laquelle peut coulisser une tige 15. Cette enveloppe 14 présente une extrémité 16 montée pivotante autour d'un axe 33 dans une platine de fixation 31 rattachée à la trappe de surpression 12, et la 20 tige 15 prolongeant l'enveloppe 14 présente une extrémité 17 montée pivotante dans un plot de fixation 32 rattaché au panneau interne 10 de la structure interne 4. Plus précisément, et comme représenté aux figures 5 et 6, un doigt de blocage 120 est logé dans l'enveloppe 14, et est disposé entre l'extrémité 25 16 de cette dernière et la tige 15. Plus précisément, ce doigt de blocage 120 présente une première extrémité 121 montée pivotante autour de l'axe 33 au niveau de l'extrémité 16 de l'enveloppe 14, et une seconde extrémité 123 logée dans une cavité 124 ménagée dans la tige 15. De plus, des moyens de renvois élastiques sont réalisés sous la 30 forme d'au moins un ressort de compression 122. Ce dernier est disposé transversalement au doigt de blocage 120 au niveau de l'extrémité 16 de l'enveloppe 14, et présente une première extrémité 125 en appui contre la face interne de la surface latérale 30 de l'enveloppe 14, et une seconde extrémité 126 logée dans un alésage 127 borgne transversal ménagé dans le doigt de 35 blocage 120. The internal structure 4 comprises an inner panel 10 which surrounds a downstream portion of the turbojet engine. As represented in FIGS. 2 and 3, escape means 11 are provided in this inner panel 10 so that any undesirable overpressure occurring in the turbojet engine compartment is evacuated in the annular channel 3. These exhaust means 11 are preferably positioned at the front of the inner panel 10, so as to be located closer to the sensitive areas in which overpressures can occur due to an explosion in the turbojet engine compartment. These exhaust means 11 comprise at least one overpressure hatch 12 equipped with a stand 13. The overpressure hatch 12 is attached to the inner panel 10, and is pivotally mounted around the latter through a set of hinges 9. A nacelle according to the invention is shown more specifically in FIGS. 4 to 6. The stand 13 of the overpressure trap 12 comprises a hollow cylindrical casing 14 in which a rod 15 can slide. This casing 14 has an end 16 pivotally mounted about an axis 33 in a mounting plate 31 attached to the overpressure door 12, and the rod 15 extending the casing 14 has an end 17 pivotally mounted in a fixing stud 32 attached to the inner panel 10 of 4. More precisely, and as shown in FIGS. 5 and 6, a locking pin 120 is housed in the casing 14, and is disposed between the end 16 of this and more precisely, the locking pin 120 has a first end 121 pivotally mounted about the axis 33 at the end 16 of the casing 14, and a second end 123 housed in a cavity 124 15. In addition, elastic return means are made in the form of at least one compression spring 122. The latter is disposed transversely to the locking pin 120 at the end 16 of the 14, and has a first end 125 bearing against the inner face of the side surface 30 of the casing 14, and a second end 126 housed in a transverse blind bore 127 formed in the locking finger 120.
Ce faisant, lorsque la trappe de surpression 12 est en position fermée dans le prolongement du panneau interne 10 de la structure interne 4, l'enveloppe 14, le doigt de blocage 120 et la tige 15 sont coaxiaux les uns aux autres. In doing so, when the overpressure door 12 is in the closed position in the extension of the inner panel 10 of the internal structure 4, the casing 14, the locking pin 120 and the rod 15 are coaxial with each other.
En revanche, en cas de surpression intempestive dans le compartiment du turboréacteur suffisante pour provoquer l'ouverture de la trappe de surpression 12, la tige 15 est amenée à coulisser dans l'enveloppe 14 comme représentée à la figure 11, et la seconde extrémité 123 du doigt de blocage 120 se retrouve extraite de la cavité 124 de la tige 15 du fait du coulissement de cette dernière en position déployée. Le ressort de compression 122 peut alors forcer la première extrémité 121 du doigt de blocage 120 à pivoter autour dudit axe 33, ce qui a pour effet de désaxer longitudinalement le doigt de blocage120 par rapport à la cavité 124 de la tige 15. Cette dernière sera donc bloquée en cas de retour en arrière puisque la seconde extrémité 123 du doigt de blocage 120 ne sera plus positionnée en regard de la cavité 124 présentée par la tige 15. Par conséquent, ces moyens de blocage permettent de bloquer la béquille 13 dans sa position d'écartement qui a été conçue de manière à garantir un débit minimal d'évacuation vers l'extérieur en cas de surpression intempestive. II est à noter que la surface latérale 30 de l'enveloppe 14 pourra présenter une ouverture 128 permettant, lors des opérations de maintenance au sol, d'atteindre le doigt de blocage 120 et de le forcer à pivoter autour de son axe 33 afin de le disposer parallèlement à l'enveloppe 14 et à la tige 15, ce qui autorisera en finalité un retour en arrière de cette dernière. Par ailleurs, des moyens de détection 129 sont avantageusement prévus pour permettre à ou aux opérateurs de vérifier instantanément depuis l'extérieur si les moyens d'échappement 11 ont été actionnés ou non en vol. Pour cela, ces moyens de détection 129 comprennent un système de commande dont le déclenchement est conditionné par l'activation des moyens d'échappement 11, comme représenté schématiquement à la figure 7. Ce système de commande comprendra avantageusement une came dont le pivotement sera commandé par l'ouverture de la trappe de surpression 12. Cette came sera de préférence reliée à une gâchette pré- contrainte, reliée à des moyens de transmission 130 rattachés à au moins un organe mécanique 131 de visualisation externe. On the other hand, in the event of an inadvertent overpressure in the turbojet engine compartment sufficient to open the overpressure trap 12, the rod 15 is slid into the casing 14 as shown in FIG. 11, and the second end 123 the locking pin 120 is found extracted from the cavity 124 of the rod 15 due to the sliding of the latter in the deployed position. The compression spring 122 can then force the first end 121 of the locking pin 120 to pivot about said axis 33, which has the effect of longitudinally misaligning the locking pin 120 relative to the cavity 124 of the rod 15. The latter will be therefore blocked in case of backtrack since the second end 123 of the locking pin 120 will no longer be positioned opposite the cavity 124 presented by the rod 15. Therefore, these locking means are used to lock the stand 13 in its position spacer designed to guarantee a minimum discharge to the outside in case of excessive pressure. It should be noted that the lateral surface 30 of the envelope 14 may have an opening 128 making it possible, during ground maintenance operations, to reach the locking pin 120 and to force it to pivot about its axis 33 in order to arrange it parallel to the casing 14 and the rod 15, which will ultimately allow a return back of the latter. Furthermore, detection means 129 are advantageously provided to enable the operator or operators to instantly check from the outside if the exhaust means 11 have been actuated or not in flight. For this, these detection means 129 comprise a control system whose triggering is conditioned by the activation of the exhaust means 11, as shown schematically in FIG. 7. This control system advantageously comprises a cam whose pivoting will be controlled by the opening of the overpressure trap 12. This cam is preferably connected to a prestressed trigger, connected to transmission means 130 attached to at least one mechanical 131 external display member.
Plus précisément, le pivotement de la came provoquera la libération de la gâchette pré-contrainte, qui exercera alors en se détendant une traction sur les moyens de transmission avantageusement réalisés sous la forme d'un câble 130, cette traction provoquant le déploiement de l'organe mécanique réalisé de préférence sous la forme d'un dispositif 131 de type "pop-out", comme représenté en position déployée à la figure 2. Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. More specifically, the pivoting of the cam will cause the release of the prestressed trigger, which will then exert while pulling a traction on the transmission means advantageously made in the form of a cable 130, this traction causing the deployment of the mechanical member preferably made in the form of a device 131 of "pop-out" type, as shown in the deployed position in FIG. 2. Although the invention has been described in connection with particular embodiments, it is it is quite obvious that it is in no way limited and that it includes all the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.