FR2920146A1 - Nacelle a section de sortie adaptable - Google Patents
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Abstract
La présente invention de rapporte à une nacelle (1) pour turboréacteur comprenant une section arrière (5) présentant une structure interne (9) destinée à entourer une partie arrière d'une chambre de combustion du turboréacteur et à délimiter, avec une tuyère d'éjection (6), une section de sortie calibrée de la ventilation de la chambre de combustion du turboréacteur à l'aide de moyens d'écartement disposés dans la section de sortie, caractérisée en ce que les moyens d'écartement se décomposent en des moyens d'écartement rigides (11) conçus pour assurer un écartement constant, et en des moyens de compensation (13) conçus de façon à pouvoir s'adapter aux mouvements relatifs du turboréacteur par rapport à la nacelle.
Description
L'invention se rapporte à une nacelle de moteur à réaction pour un
aéronef. Un aéronef 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 peuvent comprendre 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.
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 de la section arrière, dite Inner Fixed Structure (IFS), entourant la structure du turboréacteur proprement dite en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine secondaire, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur.
La structure interne et la tuyère d'éjection délimitent une section de sortie de la ventilation du compartiment moteur dont l'objet principal est de renouveler l'air qui circule entre l'IFS et le moteur, mais qui peut être utilisée pour récupérer une partie de la poussée perdue par l'air prélevé de la veine secondaire par le contrôle géométrique de la surface de passage du débit d'air.
Pour cela, des moyens d'écartement réalisés sous la forme d'entretoises rigides sont disposés dans la section de sortie et maintenus par ceinturage. En vol, le turboréacteur a cependant tendance à se tordre, et ce différemment de la nacelle, ce qui provoque des chargements très importants dudit compartiment turboréacteur sur la nacelle.
L'objet de la présente invention a pour but de remédier à ce problème, et consiste pour cela en une nacelle pour turboréacteur comprenant une section arrière présentant une structure interne destinée à entourer une partie arrière d'un compartiment moteur et à délimiter, avec une tuyère d'éjection, une section de sortie calibrée de la ventilation du compartiment moteur à l'aide de moyens d'écartement disposés dans la section de sortie, caractérisée en ce que les moyens d'écartement se décomposent en des moyens d'écartement rigides conçus pour assurer un écartement constant, et en des moyens de compensation conçus de façon à pouvoir s'adapter aux mouvements relatifs du turboréacteur par rapport à la nacelle.
Ainsi, le fait de découpler les moyens d'écartement de cette manière permet de limiter grandement les contraintes à supporter par la nacelle du fait de la déformation du turboréacteur. Préférentiellement, les moyens de compensation sont rattachés aux moyens d'écartement rigides.
Préférentiellement encore, les moyens de compensation sont conçus de façon à former clapet. Ceci constitue un avantage considérable dans la mesure où les moyens d'écartement pourront de ce fait s'adapter à un surcroît de pression se produisant dans le compartiment moteur. En effet, les moyens de compensation pourront être agencés de manière à s'effacer sous l'action de ce surcroît de pression, de sorte qu'un passage supplémentaire sera ouvert afin d'augmenter le débit d'air éjecté. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, les moyens d'écartement rigides sont fixés dans la structure interne. Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, les moyens 25 d'écartement rigides sont fixés dans la tuyère d'éjection. Avantageusement, les moyens d'écartement rigides comprennent une pluralité d'éléments en forme de U formant entretoises répartis sur la périphérie de la section de sortie. Selon une caractéristique de l'invention, les moyens de 30 compensation comprennent une pluralité d'éléments présentant une première extrémité rattachée aux moyens d'écartement rigides, et une seconde extrémité libre. Préférentiellement, les moyens de compensation sont réalisés sous la forme d'un anneau comprenant une pluralité de fentes longitudinales 35 ménageant des doigts longitudinaux.
Selon le premier mode de réalisation de l'invention, la seconde extrémité libre de chaque élément est plaquée contre la tuyère d'éjection. Selon le deuxième mode de réalisation de l'invention, la seconde extrémité libre de chaque élément est plaquée contre la structure interne.
La présente invention se rapporte également à un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend 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 : La figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle selon l'invention à l'état de fermeture ; La figure 2 est une vue schématique agrandie en perspective depuis l'arrière de la nacelle représentée à la figure 1 ; La figure 3 est une vue schématique agrandie de la section de 15 sortie depuis l'arrière de la nacelle représentée à la figure 2 ; La figure 4 est une vue schématique partielle depuis l'avant de la section de sortie représentée à la figure 3 ; La figure 5 est une vue schématique en coupe longitudinale de la section de sortie de la nacelle représentée à la figure 1 ; 20 La figure 6 est une vue schématique similaire à la figure 5, lors d'un surcroît de pression dans la chambre de combustion du turboréacteur. Une nacelle 1 d'un aéronef selon l'invention, telle que représentée aux figures 1 et 2, comprend de manière connue en soi une section avant 2 d'entrée d'air, une section médiane 3 destinée à entourer la 25 soufflante 4, et une section arrière 5 destinée à entourer un compartiment moteur (non représenté) et terminé par une tuyère d'éjection 6 dont la sortie est située en arrière du turboréacteur. Cette nacelle 1 comprend une structure externe 7, dite OFS, qui définit un canal annulaire 8 d'écoulement avec une structure interne 9 30 concentrique, dite IFS, entourant la structure du turboréacteur proprement dite en arrière de la soufflante 4. La structure interne 9 et la tuyère d'éjection 6 délimitent une section de sortie 10 de la ventilation du compartiment moteur qui peut être utilisé pour récupérer une partie de la poussée perdue par l'air prélevé du canal annulaire 35 8 par le contrôle géométrique de la surface de passage du débit d'air.
Pour cela, et comme représenté plus précisément aux figures 3 à 6, des moyens d'écartement réalisés en métal, notamment en titane, sont disposés dans la section de sortie 10. Ces moyens d'écartements se décomposent en des moyens d'écartement rigides 11, 12 conçus pour assurer un écartement constant, et en des moyens de compensation 13 conçus de façon à pouvoir s'adapter aux mouvements relatifs du turboréacteur par rapport à la nacelle 1. Plus précisément, les moyens d'écartements rigides 11, 12 sont réalisés à l'aide d'une pluralité d'éléments en forme de U en section, et formant 10 entretoises. Les moyens d'écartements rigides 11 sont disposés de telle façon que les branches libres du U sont parallèles à l'axe 14 de la nacelle 1, et dirigées vers l'avant. Les moyens d'écartement rigides 12 sont positionnés de telle 15 manière à être positionnés dans un plan transversal par rapport à l'axe 14 de la nacelle 1. Les moyens d'écartement rigides 11, 12 sont uniformément répartis dans un même plan sur la périphérie de la section de sortie 10, de telle sorte qu'un moyen d'écartement rigide 12 est intercalé entre deux moyens 20 d'écartement rigides 11, comme représenté plus spécialement aux figures 3 et 4. Les moyens d'écartement rigides 11, 12 sont chacun fixés par rivetage dans la structure interne 9, comme représenté schématiquement à la figure 5 sous la référence 20.
25 Les espaces entre les différents moyens d'écartement rigides 11, 12 définissent de ce fait des passages permettant une ventilation calibrée au niveau de la section de sortie 10. Il en est de même de l'espace ménagé dans chaque moyen d'écartement rigide 12 qui définit également un passage permettant une 30 ventilation calibrée au niveau de la section de sortie 10. En se reportant à la figure 4, on observe que les moyens de compensation 13 sont réalisés sous la forme d'un anneau 15 comprenant une pluralité de fentes 16 longitudinales ménageant des doigts 17 longitudinaux parallèles à l'axe 14.
35 Cet anneau 15 est fixé à l'aide de rivets 18 dans chacun des moyens d'écartement rigides 11, 12 au niveau de l'extrémité avant de chaque doigt 17, et l'extrémité arrière libre de celui-ci est en appui sur la face externe de la tuyère d'éjection 6. Ainsi, les moyens d'écartement 11 ont en particulier la fonction de réaliser des butées en cas de forts déplacements relatifs du moteur par rapport à la nacelle 1, en plus de maintenir l'extrémité avant de chaque doigt 17. Les moyens d'écartement 12 ont eux pour fonction de maintenir l'extrémité avant de chaque doigt 17, tout en n'obstruant pas la sortie de ventilation 10. Plus précisément, chaque doigt 17 comprend schématiquement une première portion 17a avant solidaire d'une seconde portion 17b arrière par l'intermédiaire d'un coude 19. Ce doigt 17 est conçu de façon à ce que, une fois l'anneau 15 fixé dans les moyens d'écartement rigides 11, 12, il soit nécessaire d'écarter radialement la seconde portion 17b afin de pouvoir la plaquer contre la tuyère d'éjection 6. Chaque doigt 17 est alors constamment sous tension, la seconde portion 17b tendant à recouvrer sa position de repos représentée schématiquement en traits mixtes à la figure 5. Ainsi, le fait de segmenter les moyens d'écartement entre, d'une part, de tels moyens d'écartement rigides 11, 12, et d'autre part, de tels moyens de compensation 13, permet de limiter grandement les contraintes à supporter par la nacelle 1 du fait de la déformation du turboréacteur. De plus, ces doigts 17 sont conçus de façon à former clapet. Ceci constitue un avantage considérable dans la mesure où les moyens de compensation 13 peuvent de ce fait s'adapter à un surcroît de pression se produisant dans le compartiment moteur, comme représenté à la figure 6. En effet, la seconde portion 17b de chaque doigt 17 peut s'écarter radialement de la tuyère d'éjéction 6 sous l'action de ce surcroît de pression, de sorte qu'un passage supplémentaire, matérialisé par la flèche, est ouvert afin d'augmenter le débit d'air éjecté. 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.
Claims (11)
1.- Nacelle (1) pour turboréacteur comprenant une section arrière (5) présentant une structure interne (9) destinée à entourer une partie arrière d'un compartiment moteur et à délimiter, avec une tuyère d'éjection (6), une section de sortie (10) calibrée de la ventilation du compartiment moteur à l'aide de moyens d'écartement disposés dans la section de sortie, caractérisée en ce que les moyens d'écartement se décomposent en des moyens d'écartement rigides (11, 12) conçus pour assurer un écartement constant, et en des moyens de compensation (13) conçus de façon à pouvoir s'adapter aux mouvements relatifs du turboréacteur par rapport à la nacelle.
2.- Nacelle (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les 15 moyens de compensation (13) sont rattachés aux moyens d'écartement rigides (11, 12).
3.- Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que les moyens de compensation (13) sont conçus de façon à former clapet. 20
4.- Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les moyens d'écartement rigides (11, 12) sont fixés dans la structure interne (9).
5.- Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les moyens d'écartement rigides sont fixés dans la 25 tuyère d'éjection.
6.- Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que les moyens d'écartement rigides (11, 12) comprennent une pluralité d'éléments en forme de U formant entretoises répartis sur la périphérie de la section de sortie (10). 30
7.- Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que les moyens de compensation (13) comprennent une pluralité d'éléments présentant une première extrémité rattachée aux moyens d'écartement rigides (11), et une seconde extrémité libre.
8.- Nacelle (1) selon la revendication 7, caractérisée en ce que les 35 moyens de compensation (13) sont réalisés sous la forme d'un anneau (15)comprenant une pluralité de fentes (16) longitudinales ménageant des doigts (17) longitudinaux.
9.- Nacelle (1) selon les revendications 4 et 7, caractérisée en ce que la seconde extrémité libre de chaque élément est plaquée contre la tuyère 5 d'éjection (6).
10.- Nacelle selon les revendications 5 et 7, caractérisée en ce que la seconde extrémité libre de chaque élément est plaquée contre la structure interne.
11.- Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une 10 nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
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Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2966435A1 (fr) * | 2010-10-25 | 2012-04-27 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable |
WO2012125895A1 (fr) * | 2011-03-17 | 2012-09-20 | Bombardier Inc. | Système et procédé pour utiliser un prérefroidisseur dans un aéronef |
WO2015012909A2 (fr) | 2013-07-09 | 2015-01-29 | United Technologies Corporation | Zone d'évent arrière préchargée pour canalisations de soufflante basse pression |
US10549863B2 (en) | 2014-08-20 | 2020-02-04 | Bombardier Inc. | Actuated outlet door for aircraft high-temperature exhaust |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2978989B1 (fr) * | 2011-08-12 | 2013-07-26 | Aircelle Sa | Cone d'ejection pour turboreacteur d'aeronef |
FR3075865B1 (fr) * | 2017-12-21 | 2020-07-17 | Safran Nacelles | Ensemble propulsif pour aeronef et procede de ventilation d’une enceinte moteur |
FR3099916B1 (fr) * | 2019-08-16 | 2022-08-05 | Safran Aircraft Engines | Structure interne pour nacelle de turbomachine |
US11685539B2 (en) * | 2019-09-27 | 2023-06-27 | Rohr, Inc. | Passive internal compartment exhaust for an aircraft propulsion system |
US11518535B2 (en) * | 2019-09-30 | 2022-12-06 | Rohr, Inc. | Nacelle cowl deflection limiter |
FR3103226B1 (fr) * | 2019-11-15 | 2021-11-12 | Airbus Operations Sas | Turbomachine d’aeronef comportant une tuyere primaire equipee d’une cale d’usure |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5704207A (en) * | 1995-02-03 | 1998-01-06 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
EP0867366A2 (fr) * | 1997-03-28 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Régulateur de flux pour turbine à gaz avec éléments segmentés |
US5906097A (en) * | 1997-03-28 | 1999-05-25 | The Boeing Company | Engine flow control device |
WO2005021934A2 (fr) * | 2003-02-21 | 2005-03-10 | The Nordam Group, Inc. | Tuyere d'echappement ventilee a confluence |
Family Cites Families (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1058933A (en) * | 1963-10-02 | 1967-02-15 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in jet propulsion nozzles |
US3598318A (en) * | 1970-04-10 | 1971-08-10 | Boeing Co | Movable acoustic splitter for nozzle area control and thrust reversal |
GB1318748A (en) * | 1970-08-11 | 1973-05-31 | Secr Defence | Gas turgine ducted fan engines for aircraft |
US3721389A (en) * | 1971-06-10 | 1973-03-20 | Boeing Co | Exit nozzle assemblies for gas turbine power plants |
FR2260697B1 (fr) * | 1974-02-11 | 1976-06-25 | Snecma | |
GB1605260A (en) * | 1974-09-07 | 1986-11-12 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
US4232513A (en) * | 1977-10-19 | 1980-11-11 | Rolls-Royce Limited | Pressure relief panel for aircraft powerplant |
US4271666A (en) * | 1979-08-20 | 1981-06-09 | Avco Corporation | Integral infrared radiation suppressor for a turbofan engine |
US4825644A (en) * | 1987-11-12 | 1989-05-02 | United Technologies Corporation | Ventilation system for a nacelle |
US4961588A (en) * | 1989-01-31 | 1990-10-09 | Westinghouse Electric Corp. | Radial seal |
US5054281A (en) * | 1989-09-25 | 1991-10-08 | Rohr Industries, Inc. | Gas turbine engine compartment vent system |
DE4008956A1 (de) * | 1990-03-20 | 1991-09-26 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einlaufsystem fuer ueber- oder hyperschallflugzeuge |
US5174525A (en) * | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
US5524846A (en) * | 1993-12-21 | 1996-06-11 | The Boeing Company | Fire protection system for airplanes |
US5778659A (en) * | 1994-10-20 | 1998-07-14 | United Technologies Corporation | Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems |
US5577381A (en) * | 1994-12-06 | 1996-11-26 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle cooling scheme for gas turbine engine |
US5632493A (en) * | 1995-05-04 | 1997-05-27 | Eg&G Sealol, Inc. | Compliant pressure balanced seal apparatus |
FR2734319B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
GB2308866B (en) * | 1996-01-04 | 1999-09-08 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine with secondary duct |
US6487848B2 (en) * | 1998-11-06 | 2002-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine jet noise suppressor |
US7578132B2 (en) * | 2001-03-03 | 2009-08-25 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine exhaust nozzle |
US6751944B2 (en) * | 2001-10-23 | 2004-06-22 | The Nordam Group, Inc. | Confluent variable exhaust nozzle |
US7188417B2 (en) * | 2002-06-28 | 2007-03-13 | United Technologies Corporation | Advanced L-channel welded nozzle design |
FR2896276B1 (fr) * | 2006-01-19 | 2008-02-15 | Airbus France Sas | Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur. |
US7614210B2 (en) * | 2006-02-13 | 2009-11-10 | General Electric Company | Double bypass turbofan |
GB0607773D0 (en) * | 2006-04-20 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
DE602006019925D1 (de) * | 2006-10-12 | 2011-03-10 | United Technologies Corp | Translatorisch bewegbare innenhaube mit aerodynamischen klappenabschnitten |
FR2960216B1 (fr) * | 2010-05-19 | 2013-02-15 | Aircelle Sa | Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef |
US9555871B2 (en) * | 2012-03-05 | 2017-01-31 | The Boeing Company | Two-surface sandwich structure for accommodating in-plane expansion of one of the surfaces relative to the opposing surface |
-
2007
- 2007-08-20 FR FR0705920A patent/FR2920146B1/fr not_active Expired - Fee Related
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2008
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- 2008-06-19 WO PCT/FR2008/000859 patent/WO2009024660A1/fr active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5704207A (en) * | 1995-02-03 | 1998-01-06 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
EP0867366A2 (fr) * | 1997-03-28 | 1998-09-30 | The Boeing Company | Régulateur de flux pour turbine à gaz avec éléments segmentés |
US5906097A (en) * | 1997-03-28 | 1999-05-25 | The Boeing Company | Engine flow control device |
WO2005021934A2 (fr) * | 2003-02-21 | 2005-03-10 | The Nordam Group, Inc. | Tuyere d'echappement ventilee a confluence |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2966435A1 (fr) * | 2010-10-25 | 2012-04-27 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a section de sortie de ventilation adaptable |
WO2012056138A1 (fr) * | 2010-10-25 | 2012-05-03 | Aircelle | Nacelle de turboréacteur à section de sortie de ventilation adaptable |
US9670798B2 (en) | 2010-10-25 | 2017-06-06 | Aircelle | Turbojet engine nacelle with variable ventilation outlet cross section |
WO2012125895A1 (fr) * | 2011-03-17 | 2012-09-20 | Bombardier Inc. | Système et procédé pour utiliser un prérefroidisseur dans un aéronef |
US9624831B2 (en) | 2011-03-17 | 2017-04-18 | Bombardier Inc. | System and method for operating a precooler in an aircraft |
WO2015012909A2 (fr) | 2013-07-09 | 2015-01-29 | United Technologies Corporation | Zone d'évent arrière préchargée pour canalisations de soufflante basse pression |
EP3019724A4 (fr) * | 2013-07-09 | 2017-02-22 | United Technologies Corporation | Zone d'évent arrière préchargée pour canalisations de soufflante basse pression |
US10294863B2 (en) | 2013-07-09 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Preloaded AFT vent area for low pressure fan ducts |
US10549863B2 (en) | 2014-08-20 | 2020-02-04 | Bombardier Inc. | Actuated outlet door for aircraft high-temperature exhaust |
Also Published As
Publication number | Publication date |
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