FR2934247A1 - Nacelle de turboreacteur. - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une nacelle de turboréacteur, comportant une manche d'entrée d'air (24) comprenant une lèvre annulaire (30) et une structure aval annulaire (32) qui sont centrées sur un axe longitudinal de la nacelle, la structure aval comprenant un panneau annulaire interne (34) et un panneau annulaire externe (36) disposés coaxialement l'un à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal de la nacelle et raccordés à leur extrémité amont respective à la lèvre, le panneau externe de la structure aval comprenant une extrémité aval (36a) formant cloison périphérique qui est repliée vers l'intérieur et qui s'étend radialement vers le panneau interne sur lequel elle est fixée.
Description
Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des nacelles équipant les turboréacteurs. De façon connue en soi, une nacelle de turboréacteur se compose de différents éléments annulaires qui sont centrés sur l'axe longitudinal de la turbomachine. D'amont en aval, la nacelle est ainsi constituée d'une manche d'entrée d'air, d'un capotage de soufflante entourant la soufflante du turboréacteur et d'une partie arrière composée de capots articulés permettant d'accéder à la partie centrale du turboréacteur et abritant généralement un système d'inversion de poussée.
Le rôle de la manche d'entrée d'air de la nacelle est de fournir au turboréacteur la quantité d'air nécessaire à son fonctionnement quelles que soient les conditions de vol. A cet effet, la manche d'entrée d'air se compose de deux parties, à savoir d'une part, une lèvre dont le profil aérodynamique est adapté pour permettre la captation optimale de l'air nécessaire à la soufflante et aux compresseurs du turboréacteur, et d'autre part, une structure aval qui est destinée, pour sa partie interne, à canaliser l'air entrant vers les aubes de la soufflante, et pour sa partie externe, à assurer un écoulement qui minimise la traînée de la nacelle. La structure aval de la manche d'entrée d'air comprend généralement un panneau annulaire interne et un panneau annulaire externe disposés coaxialement l'un à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal de la nacelle et raccordés à leur extrémité amont respective à la lèvre. Par ailleurs, au niveau de l'extrémité aval de cette structure, une cloison périphérique s'étend radialement entre les panneaux et est raccordée à ceux-ci au moyen de fixations de type rivets. Une telle cloison a pour fonction d'isoler la manche d'entrée d'air du compartiment délimité par le capotage de soufflante et les carters de la turbomachine, et permet d'introduire une liaison mécanique avec le panneau externe de la structure aval d'une part, et le capotage de soufflante d'autre part.
Un tel assemblage de la manche d'entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur présente l'inconvénient de nécessiter des opérations fastidieuses de rivetage de la cloison périphérique sur les panneaux interne et externe de la structure aval.
Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant de réduire le nombre d'opérations de rivetage de la cloison périphérique sur les panneaux interne et externe de la structure aval. Ce but est atteint grâce à une nacelle de turboréacteur, comportant une manche d'entrée d'air comprenant une lèvre annulaire et une structure aval annulaire qui sont centrées sur un axe longitudinal de la nacelle, la structure aval comprenant un panneau annulaire interne et un panneau annulaire externe disposés coaxialement l'un à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal de la nacelle et raccordés à leur extrémité amont respective à la lèvre, caractérisée en ce que le panneau externe de la structure aval comprend une extrémité aval formant cloison périphérique qui est repliée vers l'intérieur et qui s'étend radialement vers le panneau interne sur lequel elle est fixée. La nacelle selon l'invention est remarquable en ce que le panneau externe et la cloison périphérique de la structure aval sont réalisés d'un seul tenant, ce qui évite d'avoir recours à l'utilisation de rivets pour la fixation de la cloison sur le panneau externe. La suppression de ces rivets permet un gain de masse et un gain de productivité (par la suppression des opérations de rivetage de la cloison sur le panneau externe). Le panneau externe de la structure aval peut être réalisé en une même pièce monobloc de 360°. Alternativement, le panneau externe de la structure aval peut être réalisé en deux pièces de 180° chacune fixées l'une à l'autre.
L'invention a également pour objet un turboréacteur comportant une nacelle telle que définie précédemment.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en demi coupe longitudinale d'un turboréacteur équipé d'une nacelle selon l'invention ; - la figure 2 est une loupe de la figure 1 montrant la manche d'entrée d'air de la nacelle ; et - les figures 3 et 4 montrent en perspective des manches d'entrée d'air de nacelles selon deux modes de réalisation différents.
Description détaillée de modes de réalisation La figure 1 représente un turboréacteur à double flux 10 équipé d'une nacelle 12 selon l'invention. De façon bien connue soi, le turboréacteur comporte, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des flux gazeux le traversant, une soufflante 14, des compresseurs 16, une chambre de combustion 18 et une turbine 20, ces différents éléments étant disposés coaxialement autour d'un axe longitudinal 22 du turboréacteur. La nacelle 12 de ce turboréacteur est annulaire et disposée coaxialement autour de l'axe longitudinal 22. Son rôle est de canaliser les flux gazeux générés par le turboréacteur en définissant des lignes d'écoulement aérodynamique internes et externes pour ces flux gazeux. D'amont en aval dans le sens d'écoulement des flux gazeux traversant le turboréacteur, la nacelle 12 comprend une manche d'entrée d'air 24, un capotage de soufflante 26 entourant la soufflante 14 du turboréacteur et une partie arrière 28 permettant d'accéder à la partie centrale du turboréacteur et abritant généralement un système d'inversion de poussée (non représenté). Comme représenté sur la figure 2, la manche d'entrée d'air 24 de la nacelle se divise en deux parties reliées l'une à l'autre, à savoir d'une part, une lèvre 30 dont le profil aérodynamique est adapté pour permettre la captation optimale de l'air nécessaire à la soufflante 14 et aux compresseurs 16 du turboréacteur, et d'autre part, une structure aval 32 reliée à l'extrémité aval de la lèvre et ayant une forme de tonneau, cette structure aval étant destinée à canaliser l'air entrant vers les aubes de la soufflante.
De façon plus précise, la structure aval 32 comprend un panneau annulaire interne 34 et un panneau annulaire externe 36 qui sont disposés coaxialement l'un à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal 22 de la nacelle. Au niveau de leur extrémité amont respective, ces panneaux 34, 36 sont raccordés à la lèvre 30 de la manche d'entrée d'air 24, par exemple au moyen d'une pluralité de rivets 38 régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal 22. Comme représenté sur la figure 2, le panneau interne 34 de la structure aval s'étend selon l'axe longitudinal de la nacelle vers l'aval au- delà du panneau externe 36 de cette même structure. Par ailleurs, de façon connue en soi, l'extrémité aval du panneau interne 34 comprend une pluralité de brides 40 régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal et destinés à assurer une fixation de la manche d'entrée d'air 24 sur le turboréacteur 10.
Selon l'invention, le panneau externe 36 de la structure aval de la manche d'entrée d'air 24 comprend une extrémité aval 36a qui est repliée vers l'intérieur et qui s'étend radialement vers le panneau interne 34 sur lequel elle est fixée. Par repliée vers l'intérieur , on entend que l'extrémité aval 36a du panneau externe est pliée vers l'axe longitudinal 22 de la nacelle pour former avec la partie restante 36b du panneau externe 36 un angle sensiblement orthogonal. Cette extrémité aval 36a du panneau externe est fixée sur le panneau interne 34 par exemple au moyen de rivets 42 régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal 22 de la nacelle. L'extrémité aval 36a forme ainsi une cloison périphérique réalisée en un seul tenant avec le panneau externe. Sa fonction principale est d'isoler la manche d'entrée d'air 24 du compartiment délimité par le capotage de soufflante 26 et les carters 37 de la turbomachine (figure 1).
Le panneau externe 36 de la structure aval 32 de la manche d'entrée d'air 24 peut être réalisé en matériau composite, par exemple en fibres de carbone renforcées, ou en matériau métallique, par exemple en alliage d'aluminium. La manche d'entrée d'air 24 comporte en outre une plaque 35 annulaire 44 centrée sur l'axe longitudinal 22 de la nacelle et reliée, d'une part à son extrémité aval aux brides 40 de fixation de la manche d'entrée d'air sur le turboréacteur, et d'autre part à son extrémité amont à l'extrémité aval 36a du panneau externe 36. La fonction d'une telle plaque 44 est d'assurer une tenue mécanique suffisante de l'accrochage de la manche d'entrée d'air sur le carter 43 de la turbomachine (figure 2).
Selon une variante de réalisation de l'invention non représentée sur les figures, la plaque 44 ainsi définie est également réalisée d'un seul tenant avec l'extrémité aval 36a du panneau externe. Elle en constitue dans ce cas un prolongement longitudinal. En référence avec les figures 3 et 4, on décrira maintenant deux 10 variantes possibles de réalisation du panneau externe de la manche d'entrée d'air de la nacelle selon l'invention. Ainsi, dans le mode de réalisation de la figure 3, le panneau externe 36 de la structure aval de la manche d'entrée d'air est réalisé en une seule et même pièce monobloc de 360° qui est centrée sur l'axe 15 longitudinal 22 de la nacelle. Au contraire, dans le mode de réalisation de la figure 4, le panneau externe 36 de la structure aval de la manche d'entrée d'air est réalisé en deux pièces de 180° chacune, ces deux pièces étant fixées l'une à l'autre le long de lignes de fixation 46 (par exemple par rivetage). Bien 20 entendu, on pourrait également envisager que le panneau externe de la structure aval soit formé de plus de deux pièces assemblées entre elles.
Claims (4)
- REVENDICATIONS1. Nacelle (12) de turboréacteur, comportant une manche d'entrée d'air (24) comprenant une lèvre annulaire (30) et une structure aval annulaire (32) qui sont centrées sur un axe longitudinal (22) de la nacelle, la structure aval comprenant un panneau annulaire interne (34) et un panneau annulaire externe (36) disposés coaxialement l'un à l'intérieur de l'autre autour de l'axe longitudinal de la nacelle et raccordés à leur extrémité amont respective à la lèvre, caractérisée en ce que le panneau externe de la structure aval comprend une extrémité aval (36a) formant cloison périphérique qui est repliée vers l'intérieur et qui s'étend radialement vers le panneau interne sur lequel elle est fixée.
- 2. Nacelle selon la revendication 1, dans laquelle le panneau externe (36) de la structure aval (32) de la manche d'entrée d'air (24) est réalisé en une même pièce monobloc de 360°.
- 3. Nacelle selon la revendication 1, dans laquelle le panneau externe (36) de la structure aval (32) de la manche d'entrée d'air (24) est réalisé en deux pièces de 180° chacune fixées l'une à l'autre.
- 4. Turboréacteur comportant une nacelle (12) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3.
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| FR0855112A FR2934247A1 (fr) | 2008-07-25 | 2008-07-25 | Nacelle de turboreacteur. |
Applications Claiming Priority (1)
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| FR2934247A1 true FR2934247A1 (fr) | 2010-01-29 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011157953A1 (fr) | 2010-06-18 | 2011-12-22 | Snecma | Manche d'entree d'air pour nacelle de turboreacteur |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2273131A (en) * | 1992-12-04 | 1994-06-08 | Grumman Aerospace Corp | Engine inlet acoustic barrel |
| EP1084951A2 (fr) * | 1999-09-17 | 2001-03-21 | Rolls-Royce Plc | Ensemble nacelle pour turbo-moteur à combustion |
| WO2008006959A1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-01-17 | Airbus France | Entree d'air pour turbomoteur d'aeronef |
-
2008
- 2008-07-25 FR FR0855112A patent/FR2934247A1/fr active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2273131A (en) * | 1992-12-04 | 1994-06-08 | Grumman Aerospace Corp | Engine inlet acoustic barrel |
| EP1084951A2 (fr) * | 1999-09-17 | 2001-03-21 | Rolls-Royce Plc | Ensemble nacelle pour turbo-moteur à combustion |
| WO2008006959A1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-01-17 | Airbus France | Entree d'air pour turbomoteur d'aeronef |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011157953A1 (fr) | 2010-06-18 | 2011-12-22 | Snecma | Manche d'entree d'air pour nacelle de turboreacteur |
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