FR2960856A1

FR2960856A1 - Rear framework for nacelle of aircraft, has two metal rings, where one of metal rings includes rib that extends on periphery of metal ring, and lip that is prolonged inside nacelle by interior wall defining conduit

Info

Publication number: FR2960856A1
Application number: FR1054433A
Authority: FR
Inventors: Alain Porte; Matthieu Fargues
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2010-06-07
Filing date: 2010-06-07
Publication date: 2011-12-09
Anticipated expiration: 2030-06-07
Also published as: FR2960856B1

Abstract

The framework (62) has a lip prolonged inside a nacelle by an interior wall (54) defining a conduit supplying air to a motorization unit. A metal ring (64) comprises an interior edge that is connected to the interior wall. Another metal ring (66) comprises an external edge that is connected to an external wall (56). The metal rings are connected with each other. The latter ring includes an angular sector that is made of composite material. The former ring includes a rib (80) that extends on periphery of the former ring that is made of titanium.

Description

CADRE ARRIERE D'UNE NACELLE D'AERONEF REAR FRAME OF AN AIRCRAFT NACELLE

La présente invention se rapporte à un cadre arrière d'une nacelle d'aéronef. Un ensemble propulsif d'aéronef comprend une nacelle dans laquelle est disposée de manière sensiblement concentrique une motorisation. Comme illustré sur la figure 1, la nacelle comprend à l'avant une entrée d'air 10 permettant de canaliser un flux d'air en direction de la motorisation 12, une première partie du flux d'air entrant, appelée flux primaire, traversant la motorisation pour participer à la combustion, la seconde partie du flux d'air, appelée flux secondaire, étant entrainée par une soufflante et s'écoulant dans un conduit annulaire délimité par la paroi intérieure de la nacelle et la paroi extérieure de la motorisation. L'entrée d'air 10 comprend une lèvre 14 dont la surface en contact avec les flux aérodynamiques est prolongée à l'intérieur de la nacelle par une paroi intérieure 16 délimitant un conduit de sections sensiblement circulaires et à l'extérieur de la nacelle par une paroi extérieure 18 de sections sensiblement circulaires. The present invention relates to a rear frame of an aircraft nacelle. An aircraft propulsion unit comprises a nacelle in which is arranged in a substantially concentric engine. As illustrated in FIG. 1, the nacelle comprises, at the front, an air inlet 10 making it possible to channel an air flow towards the engine 12, a first part of the incoming air flow, called primary flow, passing through the engine to participate in the combustion, the second part of the air flow, called secondary flow, being driven by a fan and flowing in an annular conduit defined by the inner wall of the nacelle and the outer wall of the engine. The air inlet 10 comprises a lip 14 whose surface in contact with the aerodynamic flows is extended inside the nacelle by an inner wall 16 delimiting a duct of substantially circular sections and outside the nacelle by an outer wall 18 of substantially circular sections.

L'entrée d'air 10 est reliée à la motorisation 12 au niveau d'une surface de jonction 20 par tous moyens appropriés. La surface de jonction 20 est sensiblement plane et perpendiculaire à l'axe longitudinal d la nacelle. Sur le plan structurel, l'entrée d'air 10 comprend un premier cadre dit cadre avant 22 reliant la paroi intérieure 16 et la paroi extérieure 18 délimitant avec la lèvre 14 un conduit annulaire 24 et un second cadre dit cadre arrière 26 reliant la paroi intérieure 16 et la paroi extérieure 18 à proximité de la surface de jonction 20 de la motorisation. The air inlet 10 is connected to the engine 12 at a junction surface 20 by any appropriate means. The joining surface 20 is substantially flat and perpendicular to the longitudinal axis of the nacelle. Structurally, the air inlet 10 comprises a first frame, said front frame 22 connecting the inner wall 16 and the outer wall 18 delimiting with the lip 14 an annular duct 24 and a second frame said rear frame 26 connecting the wall 16 and the outer wall 18 near the junction surface 20 of the engine.

Ces cadres peuvent comprendre chacun au moins une ouverture pour permettre le passage d'un conduit prévu pour alimenter en air chaud un système de traitement du givre au niveau de la lèvre. Concernant le cadre arrière, ce dernier assure la reprise des efforts de flexion, de rotation ou autre qui s'appliquent sur l'entrée d'air tels que par exemple, le poids de l'entrée d'air, les efforts induits par les écoulements aérodynamiques. Un cadre arrière est notamment décrit dans le document FR-2.904.604 et illustré par les figures 1 à 4. Ce cadre arrière 26 comprend un premier anneau métallique 28, notamment en titane qui s'étend sur toute la périphérie et qui comprend au niveau de son diamètre le plus petit un rebord 30 contre lequel peut prendre appui la paroi intérieure 16 fixée audit rebord 30 par tous moyens appropriés. Le cadre arrière comprend un second anneau 32 dont le diamètre extérieur est relié par tous moyens appropriés à la paroi extérieure 18. Selon l'exemple illustré, le second anneau 32 est relié à la paroi extérieure 18 par l'intermédiaire d'une pièce intercalaire 34 périphérique avec une section en T, ledit second anneau 32 étant relié au niveau du pied de la pièce intercalaire en T, la tête du T servant d'appui à la paroi extérieure 18. Le premier anneau 28 comprend au niveau de son bord périphérique extérieur une zone de chevauchement avec le bord périphérique intérieur du second anneau 32, les deux anneaux étant reliés par tous moyens appropriés au niveau de cette zone de chevauchement 36. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 2, le second anneau 32 comprend plusieurs secteurs angulaires, des secteurs métalliques 32.1 en alternance avec des secteurs en matériau composite 32.2 tels que par exemple avec des renforts fibreux en carbone et une matrice en résine géopolymérique. Compte tenu de la proximité de la soufflante, le cadre arrière 26 peut être soumis à des efforts radiaux (matérialisés par la flèche 38 sur la figure 1) orientés vers l'extérieur importants, en cas par exemple de rupture d'une pale de la soufflante. Pour augmenter la rigidité du cadre arrière, des bossages 40 sont réalisés au niveau des secteurs angulaires en matériau composite 32.2 du second anneau, comme illustré en détails sur la figure 4 et en coupe sur la figure 3. Sur la figure 1, on a représenté en pointillé le cadre arrière après déformation. Selon ce mode de réalisation du cadre arrière, les déformations peuvent se propager sur toute la hauteur du cadre arrière éventuellement jusqu'à la paroi extérieure 18. These frames may each include at least one opening to allow the passage of a conduit for supplying hot air to a frost treatment system at the lip. Regarding the rear frame, the latter ensures the recovery of bending, rotation or other forces that apply to the air inlet such as for example, the weight of the air inlet, the forces induced by the aerodynamic flows. A rear frame is described in particular in document FR-2 904 604 and illustrated in FIGS. 1 to 4. This rear frame 26 comprises a first metal ring 28, in particular made of titanium which extends over the entire periphery and which comprises at the level its smallest diameter a flange 30 against which can support the inner wall 16 fixed to said flange 30 by any suitable means. The rear frame comprises a second ring 32 whose outer diameter is connected by any suitable means to the outer wall 18. According to the illustrated example, the second ring 32 is connected to the outer wall 18 by means of an intermediate part 34 device with a T-section, said second ring 32 being connected at the foot of the T-piece, the head of T acting as support for the outer wall 18. The first ring 28 comprises at its peripheral edge an overlapping zone with the inner peripheral edge of the second ring 32, the two rings being connected by any appropriate means at this overlap zone 36. According to an embodiment illustrated in FIG. 2, the second ring 32 comprises several angular sectors, metal sectors 32.1 alternating with sectors in composite material 32.2 such as for example with fibrous reinforcements carbon and u no matrix in geopolymeric resin. Given the proximity of the blower, the rear frame 26 can be subjected to radial forces (shown by the arrow 38 in Figure 1) oriented outward important, for example, breaking a blade of the blower. To increase the stiffness of the rear frame, bosses 40 are formed at the level of the composite material 32.2 of the second ring angular sectors, as shown in detail in Figure 4 and in section in Figure 3. In Figure 1, there is shown dotted the rear frame after deformation. According to this embodiment of the rear frame, the deformations can spread over the entire height of the rear frame possibly to the outer wall 18.

Selon un autre mode de réalisation décrit dans le document US-7.721.525, un cadre arrière comprend deux anneaux, un anneau extérieur relié à la paroi extérieure comportant une pluralité de nervures radiales espacées entre elles et un anneau intérieur relié à la paroi intérieure par une bride avec une pluralité de nervures disposées selon un cercle espacées entre elles à partir desquelles s'étendent lesdites nervures radiales. Au niveau de la zone de jonction les deux anneaux sont plaqués l'un contre l'autre et reliés par tous moyens appropriés. Aussi, la présente invention propose une alternative au cadre arrière de l'art antérieur limitant la propagation des déformations en cas d'efforts radiaux orientés vers l'extérieur importants. According to another embodiment described in document US Pat. No. 7,721,525, a rear frame comprises two rings, an outer ring connected to the outer wall comprising a plurality of radial ribs spaced apart from one another and an inner ring connected to the inner wall by a flange with a plurality of ribs disposed in a circle spaced apart from which said radial ribs extend. At the level of the junction zone the two rings are pressed against each other and connected by any appropriate means. Also, the present invention provides an alternative to the rear frame of the prior art limiting the propagation of deformations in case of significant radial outward forces.

A cet effet, l'invention a pour ob jet un cadre arrière d'une nacelle d'aéronef comportant une lèvre prolongée à l'intérieur de la nacelle par une paroi intérieure délimitant un conduit alimentant en air une motorisation et à l'extérieur de la nacelle par une paroi extérieure, ledit cadre arrière, disposé à proximité de la motorisation, comportant un premier anneau métallique dont le bord intérieur est relié à la paroi intérieure et un second anneau dont le bord extérieur est relié à la paroi extérieure, les deux anneaux étant reliés entre eux, caractérisé en ce que ledit second anneau comprend au moins un secteur angulaire en matériau composite avec au moins une forme en caisson et en ce que le premier anneau comprend une nervure qui s'étend sur toute la périphérie dudit anneau. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels : - La figure 1 est une coupe longitudinale de la partie inférieure avant d'une nacelle d'aéronef selon l'art antérieur, - La figure 2 est une vue de face d'un cadre arrière selon l'art antérieur, - La figure 3 est une coupe du cadre arrière de la figure 2, - La figure 4 est une vue de détails du cadre arrière de l'art antérieur, - La figure 5 est une coupe longitudinale de la partie inférieure avant d'une nacelle d'aéronef selon l'invention, - La figure 6 est une vue de face d'un cadre arrière selon l'invention, - La figure 7 est une coupe du cadre arrière de la figure 6, et - La figure 8 est une coupe illustrant en détails une forme en caisson du cadre arrière selon l'invention. Sur la figure 5, on a représenté en coupe la partie inférieure avant d'une nacelle formant une entrée d'air 50 avec une lèvre 52 dont la surface en contact avec les flux aérodynamiques est prolongée à l'intérieur de la nacelle par une paroi intérieure 54 délimitant un conduit de sections sensiblement circulaires et à l'extérieur de la nacelle par une paroi extérieure 56 de sections sensiblement circulaires. L'entrée d'air 50 est reliée au niveau d'une surface de jonction à une motorisation (non représentée). For this purpose, the invention ob der jet a rear frame of an aircraft nacelle having a lip extended inside the nacelle by an inner wall delimiting a duct supplying air to a motor and outside of the nacelle by an outer wall, said rear frame disposed near the motorization, comprising a first metal ring whose inner edge is connected to the inner wall and a second ring whose outer edge is connected to the outer wall, the two rings being interconnected, characterized in that said second ring comprises at least one angular sector of composite material with at least one box shape and in that the first ring comprises a rib which extends over the entire periphery of said ring. Other features and advantages will become apparent from the following description of the invention, a description given by way of example only, with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a longitudinal section of the lower part of FIG. an aircraft nacelle according to the prior art, - Figure 2 is a front view of a rear frame according to the prior art, - Figure 3 is a section of the rear frame of Figure 2, - Figure 4 is a detail view of the rear frame of the prior art, - Figure 5 is a longitudinal section of the lower front part of an aircraft nacelle according to the invention, - Figure 6 is a front view of Fig. 7 is a sectional view of the rear frame of Fig. 6, and Fig. 8 is a sectional view illustrating in detail a box-like form of the rear frame according to the invention. FIG. 5 shows in section the front lower part of a nacelle forming an air inlet 50 with a lip 52 whose surface in contact with the aerodynamic flows is extended inside the nacelle by a wall inner 54 defining a conduit of substantially circular sections and outside the nacelle by an outer wall 56 of substantially circular sections. The air inlet 50 is connected at a junction surface to a motor (not shown).

Sur le plan structurel, l'entrée d'air 50 comprend un premier cadre dit cadre avant 58 reliant la paroi intérieure 54 et la paroi extérieure 56 délimitant avec la lèvre 52 un conduit annulaire 60 et un second cadre dit cadre arrière 62 reliant la paroi intérieure 54 et la paroi extérieure 56 disposée à proximité de la surface de jonction de l'entrée d'air avec la motorisation. L'invention se rapporte plus précisément au cadre arrière. Les autres éléments de la nacelle connus de l'homme du métier ne sont pas plus décrits. On the structural level, the air inlet 50 comprises a first frame, said front frame 58 connecting the inner wall 54 and the outer wall 56 delimiting with the lip 52 an annular duct 60 and a second frame said rear frame 62 connecting the wall inner 54 and the outer wall 56 disposed near the junction surface of the air inlet with the motor. The invention relates more specifically to the rear frame. The other elements of the nacelle known to those skilled in the art are not further described.

Ce cadre arrière 62 comprend un premier anneau métallique 64 dont le bord intérieur est relié à la paroi intérieure 54 et un second anneau 66 dont le bord extérieur est relié à la paroi extérieure 56, les deux anneaux étant reliés entre eux au niveau d'une zone de chevauchement. Pour donner un ordre de grandeur, le premier anneau a une hauteur supérieure 10 à 20% de la hauteur totale du cadre arrière (distance séparant la paroi intérieure de la paroi extérieure). Selon un mode de réalisation, le premier anneau est réalisé d'un seul tenant ou comprend plusieurs secteurs angulaires reliés entre eux de manière à former un anneau. 15 Selon un mode d'assemblage, le premier anneau 64 comprend au niveau de son bord intérieur un rebord 68 recourbé contre lequel peut prendre appui la paroi intérieure 54 fixée audit rebord 68 par tous moyens appropriés. Selon un mode de réalisation, le second anneau 66 est relié à la paroi extérieure 56 par l'intermédiaire d'une pièce intercalaire 70 périphérique avec 20 une section en T, ledit second anneau 66 étant relié au niveau du pied de la pièce intercalaire en T, la tête du T servant d'appui à la paroi extérieure 56. Cependant, l'invention n'est pas limitée à ce type d'assemblage, le second anneau pouvant être relié directement à la paroi extérieure. Le second anneau 66 comprend au moins un secteur angulaire 72 en matériau 25 composite. Selon une variante, le second anneau est réalisé en matériau composite et d'un seul tenant. This rear frame 62 comprises a first metal ring 64 whose inner edge is connected to the inner wall 54 and a second ring 66 whose outer edge is connected to the outer wall 56, the two rings being interconnected at a overlap area. To give an order of magnitude, the first ring has a height greater than 20% of the total height of the rear frame (distance separating the inner wall from the outer wall). According to one embodiment, the first ring is made in one piece or comprises several angular sectors connected together so as to form a ring. According to one method of assembly, the first ring 64 comprises at its inner edge a bent flange 68 against which the inner wall 54 secured to said flange 68 can be supported by any appropriate means. According to one embodiment, the second ring 66 is connected to the outer wall 56 by means of a peripheral insert 70 with a T-section, said second ring 66 being connected at the foot of the intermediate piece. T, the head of T acting as a support for the outer wall 56. However, the invention is not limited to this type of assembly, the second ring being able to be connected directly to the outer wall. The second ring 66 comprises at least one angular sector 72 of composite material. According to a variant, the second ring is made of composite material and in one piece.

Selon une autre variante illustrée sur la figure 6, le second anneau 66 comprend au moins un secteur en matériau composite 72 et au moins un secteur métallique 73. De préférence, les secteurs angulaires métalliques et en matériau composite sont disposés de manière alternée. Généralement, les secteurs métalliques sont prévues notamment pour permettre de créer des ouvertures au niveau du cadre arrière ou pour assurer la liaison entre deux secteurs angulaires en matériau composite 72. Selon l'invention, le second anneau 66 comprend au moins un secteur angulaire 72 en matériau composite avec au moins une forme en caisson 74 permettant 10 d'augmenter sa rigidité et par la même celle du cadre arrière. Cette forme en caisson 74 comprend un noyau 76 sous forme d'une structure alvéolaire comme par exemple un nid d'abeilles intercalé entre deux peaux 78.1 et 78.2 plaquées l'une contre l'autre en périphérie du noyau comme illustré sur la figure 8. 15 Selon un mode de réalisation, chaque peau 78.1 et 78.2 est obtenue par l'empilage de plis de fibres de renfort noyés dans une matrice de résine. Selon un mode de réalisation, les fibres de renfort sont en carbone. Selon un mode de réalisation, la matrice est une résine géopolymérique. Selon un mode de réalisation, la peau 78.1 est dans le plan du second anneau alors 20 que la seconde peau 78.2 est écartée dudit plan au niveau du noyau 76. Cette forme en caisson permet de limiter les risques de déformation du second anneau en raison d'éventuels efforts radiaux de type centrifuge appliqués au niveau de la paroi intérieure 54. Les formes en caisson 74 sont disposées de préférence sur toute la 25 circonférence du second anneau. Selon une première variante, le second anneau 66 peut comprendre une seule forme en caisson qui s'étend sur toute la circonférence dudit second anneau. According to another variant illustrated in FIG. 6, the second ring 66 comprises at least one segment made of composite material 72 and at least one metallic sector 73. Preferably, the metal and composite material angular sectors are arranged alternately. Generally, the metal sectors are provided in particular to make it possible to create openings at the rear frame or to ensure the connection between two angular sectors of composite material 72. According to the invention, the second ring 66 comprises at least one angular sector 72 in composite material with at least one box shape 74 to increase its stiffness and the same that of the rear frame. This box shape 74 comprises a core 76 in the form of a honeycomb structure such as a honeycomb interposed between two skins 78.1 and 78.2 pressed against each other at the periphery of the core as illustrated in FIG. 8. According to one embodiment, each skin 78.1 and 78.2 is obtained by stacking folds of reinforcing fibers embedded in a resin matrix. According to one embodiment, the reinforcing fibers are made of carbon. According to one embodiment, the matrix is a geopolymeric resin. According to one embodiment, the skin 78.1 is in the plane of the second ring while the second skin 78.2 is spaced from said plane at the core 76. This box-shaped shape makes it possible to limit the risk of deformation of the second ring due to Any centrifugal radial forces applied at the inner wall 54. The box shapes 74 are preferably disposed over the entire circumference of the second ring. According to a first variant, the second ring 66 may comprise a single box-like shape that extends over the entire circumference of said second ring.

Selon une autre variante, le second anneau 66 peut comprendre plusieurs formes en caisson 74 disjointes et réparties sur la circonférence dudit second anneau. Comme illustré sur la figure 6, les formes en caisson 74 s'étendent sur la plus grande longueur possible de la circonférence et ne sont interrompues qu'au niveau des secteurs métalliques 73. Selon un mode de réalisation, la forme en caisson a une section trapézoïdale dans un plan perpendiculaire au cadre arrière 62, la grande base correspondant à la première peau 78.1. Selon la direction radiale, la forme en caisson 74 s'étend sur la plus grande 10 longueur, depuis la zone de jonction du second anneau 66 avec la paroi extérieure jusqu'à la zone de jonction entre les deux anneaux 64, 66. Selon une autre caractéristique de l'invention, le premier anneau 64 a un profil permettant d'absorber les déformations. A cet effet, le premier anneau comprend un rebord 68 recourbé avec un rayon 15 de courbure important supérieur à 20 mm dont le centre du rayon de courbure est disposé de préférence vers la motorisation. Le premier anneau comprend une nervure 80 qui s'étend sur toute la circonférence dudit premier anneau de manière à obtenir une capacité de déformation homogène sur toute la circonférence du cadre arrière. 20 Selon un mode de réalisation, la nervure 80 a un profil en U. Toutefois, d'autres profils pourraient être envisagés, comme par exemple en V, W ou Oméga. Avantageusement, le premier anneau 64 est en titane ou en un matériau métallique ayant une capacité d'allongement comparable. La combinaison du profil et du matériau du premier anneau 64 permet de générer 25 au niveau de ce dernier une zone permettant d'absorber de l'énergie produite lors d'une éventuelle déformation du cadre arrière en raison d'efforts radiaux de type centrifuge importants, générés par exemple lors du bris d'une pale de la soufflante. According to another variant, the second ring 66 may comprise several box shapes 74 disjoint and distributed over the circumference of said second ring. As illustrated in FIG. 6, the box shapes 74 extend over the largest possible length of the circumference and are interrupted only at the level of the metal sectors 73. According to one embodiment, the box-like shape has a section trapezoidal in a plane perpendicular to the rear frame 62, the large base corresponding to the first skin 78.1. In the radial direction, the box shape 74 extends over the greatest length from the junction area of the second ring 66 with the outer wall to the junction area between the two rings 64, 66. Another feature of the invention, the first ring 64 has a profile for absorbing deformations. For this purpose, the first ring comprises a rim 68 bent with a radius 15 of significant curvature greater than 20 mm, the center of the radius of curvature is preferably arranged towards the motorization. The first ring comprises a rib 80 which extends over the entire circumference of said first ring so as to obtain a uniform deformation capacity over the entire circumference of the rear frame. According to one embodiment, the rib 80 has a U-shaped profile. However, other profiles could be envisaged, for example V, W or Omega. Advantageously, the first ring 64 is made of titanium or a metallic material having a comparable elongation capacity. The combination of the profile and the material of the first ring 64 makes it possible to generate at the level of the latter an area that makes it possible to absorb energy produced during a possible deformation of the rear frame due to important centrifugal radial forces. , generated for example during the breakage of a blade of the fan.

Ainsi, comme illustré en pointillé sur la figure 7, le fait d'augmenter la rigidité du second anneau 66 et de créer une zone d'absorption des déformations au niveau du premier anneau 64 permet de limiter la propagation des déformations au premier anneau 64. Thus, as illustrated in dashed lines in FIG. 7, increasing the rigidity of the second ring 66 and creating a zone of absorption of the deformations at the level of the first ring 64 makes it possible to limit the propagation of the deformations to the first ring 64.

De préférence, la forme en saillie de la nervure 80 est orientée vers l'avant de la nacelle. Cette disposition permet de favoriser la déformation du premier anneau et donc l'absorption des déformations. Pour assurer la liaison entre les deux anneaux 64 et 66, ces derniers comprennent une zone de chevauchement sous forme d'anneau. Preferably, the projecting shape of the rib 80 is oriented towards the front of the nacelle. This arrangement makes it possible to promote the deformation of the first ring and thus the absorption of the deformations. To ensure the connection between the two rings 64 and 66, the latter comprise an overlapping zone in the form of a ring.

Ainsi, la zone proche du bord périphérique extérieur 82 du premier anneau 64 est plaquée contre la zone proche du bord périphérique intérieur 84 du second anneau 66. Selon un mode de réalisation non représenté, le second anneau ne s'étend pas au niveau de la nervure 80. Ainsi, le second anneau 66 est plaqué contre le premier anneau 64 sur une zone délimitée par le bord extérieur 82 du premier anneau 64 et la nervure 80. Selon un mode de réalisation préféré et illustré sur la figure 7, le second anneau ou au moins certains secteurs angulaires 72, notamment ceux en matériau composite, s'étendent de part et d'autre de la nervure 80. Ainsi, au moins certains secteurs angulaires sont plaqués contre le premier anneau 64 de part et d'autre de la nervure 80 et sont reliés audit premier anneau de part et d'autre de la nervure par tous moyens appropriés. Selon un mode de réalisation, la zone 86 du second anneau 66 plaquée contre la zone 88 du premier anneau 64 s'étendant entre le bord périphérique extérieur 82 et la nervure 80 est reliée à ladite zone 88 par des premiers moyens 90 de liaison (boulons, rivets ou autre). Thus, the zone near the outer peripheral edge 82 of the first ring 64 is pressed against the zone near the inner peripheral edge 84 of the second ring 66. According to a not shown embodiment, the second ring does not extend at the level of the rib 80. Thus, the second ring 66 is pressed against the first ring 64 on an area delimited by the outer edge 82 of the first ring 64 and the rib 80. According to a preferred embodiment and illustrated in FIG. 7, the second ring or at least some angular sectors 72, in particular those of composite material, extend on either side of the rib 80. Thus, at least some angular sectors are pressed against the first ring 64 on either side of the rib. rib 80 and are connected to said first ring on either side of the rib by any appropriate means. According to one embodiment, the zone 86 of the second ring 66 pressed against the zone 88 of the first ring 64 extending between the outer peripheral edge 82 and the rib 80 is connected to said zone 88 by first connecting means 90 (bolts , rivets or other).

En complément, la zone 92 du second anneau 66 plaquée contre la zone 94 du premier anneau 64 comprise entre la nervure 80 et le bord intérieur est reliée à ladite zone 94 par des seconds moyens 96 de liaison (boulons, rivets ou autre). De préférence, les seconds moyens 96 de liaison sont moins résistants que les premiers moyens 94 de liaison et tendent à rompre lors d'un effort important induit par exemple par le bris d'une pale de soufflante et donc à absorber une partie de l'énergie de déformation. Cette solution permet d'augmenter la rigidité du second anneau tout en augmentant la capacité d'absorption de l'énergie de déformation du cadre arrière. In addition, the zone 92 of the second ring 66 pressed against the zone 94 of the first ring 64 between the rib 80 and the inner edge is connected to said zone 94 by second connecting means 96 (bolts, rivets or other). Preferably, the second connecting means 96 are less resistant than the first connecting means 94 and tend to break during a major force induced for example by the breaking of a fan blade and thus to absorb a part of the deformation energy. This solution makes it possible to increase the rigidity of the second ring while increasing the capacity of absorption of the deformation energy of the rear frame.

Claims

REVENDICATIONS1. Rear frame of an aircraft nacelle comprising a lip (52) extended inside the nacelle by an inner wall (54) delimiting a duct supplying air to a motor and outside the nacelle by an outer wall (56), said rear frame, disposed near the motorization, having a first metal ring (64) whose inner edge is connected to the inner wall (54) and a second ring (66) whose outer edge is connected to the outer wall (56), the two rings being interconnected, characterized in that said second ring (66) comprises at least one angular sector (72) of composite material with at least one box-shaped (74) and in that the first ring (64) comprises a rib (80) which extends over the entire periphery of said ring (64).

2. Rear frame of an aircraft nacelle according to claim 1, characterized in that the rib (80) has a U-shaped profile.

3. Rear frame of an aircraft nacelle according to claim 1 or 2, characterized in that the projecting shape of the rib (80) is oriented towards the front of the nacelle.

4. Rear frame of an aircraft nacelle according to any one of the preceding claims, characterized in that the second ring (66) comprises on the one hand, a zone (86) pressed against a zone (88) of the first Ring (64) extending between the outer circumferential edge (82) and the rib (80) and connected to said zone (88) by first connecting means (90), and secondly, a zone (92) ) pressed against a zone (94) of the first ring (64) between the rib (80) and the inner edge and connected to said zone (94) by second connection means (96).

5. Rear frame of an aircraft nacelle according to claim 4, characterized in that the second connecting means (96) are less resistant than the first means (94) of connection.

6. Rear frame of an aircraft nacelle according to any one of the preceding claims, characterized in that the first ring comprises a flange (68) curved against which is pressed the inner wall (54) with a greater radius of curvature at 20 mm.

7. Rear frame of an aircraft nacelle according to any one of the preceding claims, characterized in that the first ring (64) is made of titanium or a material having a comparable elongation capacity.

8. Rear frame of an aircraft nacelle according to any one of the preceding claims, characterized in that each box-shaped (74) comprises a core (76) in the form of a honeycomb structure, inserted between two skins ( 78.1, 78.2) pressed against each other at the periphery of said core.

9. The rear frame of an aircraft nacelle according to any one of the preceding claims, characterized in that the box-shaped shapes (74) are distributed over the circumference of said second ring (66).