FR2983172A1

FR2983172A1 - Propulsion assembly for aircraft, has mobile structure movably mounted with regard to fixed structure between positions, and thermal protective screen arranged away from conduit in one of positions

Info

Publication number: FR2983172A1
Application number: FR1160830A
Authority: FR
Inventors: Fabien Raison; Stephane Romani
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2011-11-25
Filing date: 2011-11-25
Publication date: 2013-05-31
Anticipated expiration: 2031-11-25
Also published as: FR2983172B1

Abstract

The assembly has a mast driving support (5) and an engine that is supported by the support. The engine has a conduit (41) for ejection of hot gases. The support includes a rear shroud (1) i.e. aft pylon fairing, for thermally protecting the support. The rear shroud has a fixed structure (2) and a mobile structure (3). The mobile structure is movably mounted with regard to the fixed structure between positions. A thermal protective screen (31) is arranged away from the conduit in one of the positions. A deformable seal is arranged in the shroud. The engine is a double flow standard turbojet engine.

Description

Carénage arrière pour mât d'accrochage d'un moteur La présente invention se rapporte à un carénage arrière pour un mât d'accrochage d'un moteur destiné à être interposé entre une portion de structure d'aéronef et le moteur concerné, ce carénage arrière étant également appelé APF (de l'anglais « Aft Pylon Fairing »). Il est connu des documents EP2190739 et US2011155847 un tel type de carénage arrière pour mât d'accrochage d'un moteur. Ce carénage arrière participe à la performance aérodynamique de l'aéronef, en particulier contribue à réduire la traînée du mât d'accrochage. Le carénage arrière procure également une protection thermique pour le mât d'accrochage par rapport aux gaz brulés sortant d'une tuyère. Dans les documents mentionnés ci-dessus, le carénage supporte des températures très élevées. Cependant un tel carénage arrière est très complexe à fabriquer et est par conséquent couteux. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to a rear fairing for a motor attachment pylon intended to be interposed between a portion of the aircraft structure and the engine concerned, this rear fairing. also known as APF (Aft Pylon Fairing). It is known documents EP2190739 and US2011155847 such type of rear fairing for a motor attachment pylon. This rear fairing contributes to the aerodynamic performance of the aircraft, in particular contributes to reducing the drag of the suspension pylon. The rear fairing also provides thermal protection for the pylon against the burnt gases exiting a nozzle. In the documents mentioned above, the fairing supports very high temperatures. However, such a rear fairing is very complex to manufacture and is therefore expensive.

L'invention a pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet un ensemble de propulsion pour aéronef comprenant un mât support moteur et un moteur supporté par ledit mât support moteur, le moteur ayant une tuyère d'éjection des gaz chauds, ledit mât support moteur comprenant un carénage arrière protégeant thermiquement au moins ledit mât support moteur par rapport à la tuyère et contribuant à la performance aérodynamique de l'aéronef, caractérisé en ce que le carénage arrière comprend : - une structure fixe, fixée audit mât support moteur, et - une structure mobile, comprenant un écran de protection thermique, la structure mobile étant montée mobile par rapport à ladite structure fixe entre une première position et une seconde position, et dans lequel l'écran de protection thermique se trouve plus éloigné de la tuyère dans la seconde position que dans la première position. The object of the invention is to remedy at least partially the disadvantages mentioned above, relating to the embodiments of the prior art. To do this, the subject of the invention is an aircraft propulsion assembly comprising a motor support mast and a motor supported by said engine support mast, the engine having a hot gas ejection nozzle, said engine support mast comprising a fairing rearward heat shielding at least said engine support mast relative to the nozzle and contributing to the aerodynamic performance of the aircraft, characterized in that the rear fairing comprises: - a fixed structure, fixed to said engine support mast, and - a movable structure , comprising a heat shield, the movable structure being movably mounted relative to said fixed structure between a first position and a second position, and wherein the thermal shield is further away from the nozzle in the second position than in the first position.

Grâce à ces dispositions, on peut diminuer la charge thermique supportée par l'écran de protection thermique dans la seconde position de la structure mobile. De ce fait, cette seconde position est adoptée dans certaines phases de fonctionnement, en particulier lors des phases de fonctionnement au sol, comme les roulages sur taxiways ou les stationnements au contact des aérogares, phases dans lesquelles les gaz brulés sortant de la tuyère sont plus chauds. On préserve aussi la performance aérodynamique globale de l'aéronef, grâce à la première position de la structure mobile, favorable du point de vue aérodynamique, utilisée principalement en phase de vol. Dans divers modes de réalisation de l'invention, on peut éventuellement avoir recours en outre à l'une au moins des dispositions qui suivent. Selon un aspect, le carénage arrière peut être formé comme un caisson déformable ; de sorte que le carénage arrière présente une solidité structurelle satisfaisante. Selon un autre aspect, la structure mobile peut être montée pivotante selon un axe de rotation par rapport à la structure fixe ; ce qui est une solution très simple pour obtenir un mouvement de la structure mobile par rapport à la structure fixe pour le déplacement de la première position à la seconde position et vice versa. Selon un autre aspect, la structure mobile peut être montée coulissante par rapport à la structure fixe. Selon un autre aspect, l'ensemble de propulsion peut comprendre en outre un actuateur et un système de transmission pour déplacer la structure mobile de la première position à la seconde position et vice versa, de sorte que la position souhaitée du carénage arrière peut être commandée à tout moment par des moyens appropriés, y compris pendant le déplacement de l'aéronef. Selon un autre aspect, le carénage arrière comprend en outre un joint d'étanchéité déformable reliant la structure mobile à la structure fixe pour former un espace intérieur de carénage substantiellement clos. On évite ainsi que des corps étrangers puissent pénétrer à l'intérieur du carénage arrière. Selon un autre aspect, le moteur est de type turboréacteur double flux avec un flux primaire et un flux secondaire, et l'écran de protection thermique peut être refroidi par au moins une partie de flux secondaire lorsque la structure mobile est en seconde position. Ainsi on utilise avantageusement le flux secondaire moins chaud pour refroidir l'écran de protection thermique. Selon un autre aspect, le moteur peut être agencé sous une aile de voilure et le carénage arrière peut être agencé en partie inférieure arrière du mât, au dessus de la tuyère du moteur; ce qui est une configuration particulièrement pertinente pour les avions de ligne. Selon un autre aspect, la structure fixe du carénage arrière peut comprendre au moins deux parois latérales qui se raccordent à la structure mobile quand celle-ci est dans la première position ; de sorte que la performance aérodynamique du carénage arrière est améliorée. L'invention vise aussi de manière auxiliaire un mât support moteur tel que défini ci-dessus, ledit mât support moteur comprenant au moins un carénage arrière tel que défini ci-dessus. L'invention vise enfin un aéronef comprenant une structure, et au moins un ensemble de propulsion tel que décrit ci-dessus. D'autres aspects, buts et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante de modes de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs. L'invention sera également mieux comprise en regard des dessins joints sur lesquels : - la figure 1 représente une vue schématique en coupe partielle de côté d'un ensemble de propulsion pour aéronef comprenant un mât d'accrochage avec un carénage arrière selon un mode de réalisation de la présente invention, - la figure 2 représente une vue arrière de l'ensemble de propulsion montré sur la figure 1, - la figure 3A représente une vue agrandie analogue à la Figure 1, une structure mobile du carénage arrière étant dans une première position, - la figure 3B représente une vue analogue à la Figure 3A, la structure mobile du carénage arrière étant dans une seconde position, - la figure 4A représente une vue schématique du carénage arrière avec son système de motorisation, dans la première position de la structure mobile, - la figure 4B représente une vue analogue à la Figure 4A, dans la seconde position de la structure mobile. Sur les différentes figures, les mêmes références désignent des éléments identiques ou similaires. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale de l'aéronef. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport à la direction longitudinale X dans le plan de l'aéronef, et Z la direction orthogonale à ce plan, ces trois directions X, Y et Z formant un repère orthonormé. X,Y et Z sont habituellement dénommés axes de roulis, de tangage et de lacet respectivement. D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par ses moteurs, cette direction correspondant aux X croissants (X+). Thanks to these provisions, it is possible to reduce the thermal load supported by the thermal protection screen in the second position of the mobile structure. As a result, this second position is adopted in certain operating phases, in particular during the phases of ground operation, such as taxiway taxiing or parking in contact with the terminals, phases in which the burnt gases leaving the nozzle are more hot. It also preserves the overall aerodynamic performance of the aircraft, thanks to the first position of the mobile structure, aerodynamically favorable, used mainly in the flight phase. In various embodiments of the invention, it may further be possible to use at least one of the following provisions. In one aspect, the rear fairing may be formed as a deformable housing; so that the rear fairing has a satisfactory structural strength. In another aspect, the movable structure can be pivotally mounted along an axis of rotation relative to the fixed structure; which is a very simple solution to obtain a movement of the mobile structure with respect to the fixed structure for moving the first position to the second position and vice versa. In another aspect, the movable structure can be slidably mounted relative to the fixed structure. In another aspect, the propulsion assembly may further include an actuator and a transmission system for moving the movable structure from the first position to the second position and vice versa, so that the desired position of the rear fairing can be controlled. at any time by appropriate means, including during the movement of the aircraft. In another aspect, the rear fairing further comprises a deformable seal connecting the movable structure to the fixed structure to form a substantially closed fairing interior space. This prevents foreign bodies from entering the rear fairing. In another aspect, the engine is of the turbojet type with a primary flow and a secondary flow, and the thermal protection screen can be cooled by at least a portion of secondary flow when the mobile structure is in second position. Thus, the less hot secondary stream is advantageously used for cooling the thermal protection screen. In another aspect, the engine can be arranged under a wing wing and the rear fairing can be arranged in the rear lower part of the mast, above the engine nozzle; which is a particularly relevant configuration for airliners. In another aspect, the fixed structure of the rear fairing may comprise at least two side walls that connect to the movable structure when the latter is in the first position; so that the aerodynamic performance of the rear fairing is improved. The invention also provides an auxiliary support mast engine as defined above, said engine support mast comprising at least one rear fairing as defined above. The invention finally relates to an aircraft comprising a structure, and at least one propulsion assembly as described above. Other aspects, objects and advantages of the invention will appear on reading the following description of embodiments of the invention, given by way of non-limiting examples. The invention will also be better understood with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 represents a schematic partial side sectional view of an aircraft propulsion assembly comprising a suspension pylon with a rear fairing according to a method of FIG. Embodiment of the present invention - Fig. 2 shows a rear view of the propulsion assembly shown in Fig. 1; Fig. 3A shows an enlarged view similar to Fig. 1, a movable structure of the rear fairing being in a first embodiment; position 3B shows a view similar to Figure 3A, the mobile structure of the rear fairing being in a second position, - Figure 4A shows a schematic view of the rear fairing with its drive system, in the first position of the mobile structure, - Figure 4B shows a view similar to Figure 4A, in the second position of the movable structure. In the different figures, the same references designate identical or similar elements. Throughout the following description, by convention, X is called the longitudinal direction of the aircraft. On the other hand, we call Y the direction oriented transversely to the longitudinal direction X in the plane of the aircraft, and Z the direction orthogonal to this plane, these three directions X, Y and Z forming an orthonormal reference. X, Y and Z are usually referred to as roll, pitch and yaw axes respectively. On the other hand, the terms "front" and "rear" are to be considered with respect to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by its engines, this direction corresponding to X croissants (X +).

La figure 1 représente une vue schématique en coupe partielle de côté d'un ensemble de propulsion pour un aéronef agencé à proximité d'une portion de structure 9 de l'aéronef. Dans l'exemple illustré, cette portion de structure 9 est une aile de la voilure de l'aéronef. Cet ensemble de propulsion comprend un turbomoteur 6 et un mât d'accrochage 5 (aussi appelé ici ensemble de mât support moteur 5) lequel est prévu pour constituer l'interface de liaison entre le turbomoteur et une portion de structure de l'aéronef, par exemple la voilure. Le mât d'accrochage 5 comporte une structure rigide 12 également dénommée structure primaire. Cette structure est généralement souvent du type caisson, c'est-à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieurs et inférieurs et de panneaux latéraux raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales de renfort. Le mât d'accrochage 5 est fixé à la portion de structure de l'aéronef (ici la partie inférieure de l'aile) par des moyens de liaison non détaillés ici. De plus le turbomoteur 6 est relié au mât d'accrochage 5 par des moyens de liaison non détaillés ici. Par ailleurs, le mât d'accrochage 5 est pourvu d'une pluralité de structures secondaires assurant la ségrégation et le maintien des systèmes électriques, hydrauliques, et pneumatiques entre le moteur et l'aéronef tout en supportant des éléments de carénage aérodynamique, ces derniers prenant généralement la forme d'assemblages de panneaux rapportés sur les structures secondaires. Parmi les structures secondaires, on compte le carénage aérodynamique arrière 4 également dénommé APF (de l'anglais « Aft Pylon Fairing »). Dans l'exemple illustré, cet APF comporte une partie supérieure 29 de raccordement à l'aile (ou à la portion de structure respectivement) et une partie plus proche du turbomoteur, désignée ici carénage arrière inférieur 1. Ce carénage arrière inférieur 1 possède une pluralité de fonctions parmi lesquelles la protection thermique (par la formation d'une barrière thermique ou 'anti-feu' vis-à-vis du turbomoteur), et la formation d'une continuité aérodynamique entre la sortie du moteur et le mât d'accrochage qui contribue à la performance aérodynamique de l'aéronef, notamment en phase de vol. Le carénage aérodynamique arrière inférieur 1 comprend en particulier un écran de protection thermique 31, qui se trouve en vis-à-vis d'une zone d'éjection des gaz brûlés, aussi appelé tuyère 41 d'éjection des gaz chauds. FIG. 1 represents a schematic side sectional view of a propulsion unit for an aircraft arranged near a structural portion 9 of the aircraft. In the illustrated example, this structural portion 9 is a wing of the wing of the aircraft. This propulsion assembly comprises a turbine engine 6 and an attachment pylon 5 (also called here engine support mast assembly 5) which is intended to constitute the connection interface between the turbine engine and a structural portion of the aircraft, by example the wing. The attachment mast 5 has a rigid structure 12 also called primary structure. This structure is generally of the box type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars and side panels connected to each other by means of transverse reinforcement ribs. The attachment pylon 5 is attached to the structural portion of the aircraft (here the lower part of the wing) by connecting means not detailed here. In addition the turbine engine 6 is connected to the pylon 5 by connecting means not detailed here. Moreover, the attachment pylon 5 is provided with a plurality of secondary structures ensuring the segregation and maintenance of electrical, hydraulic, and pneumatic systems between the engine and the aircraft while supporting aerodynamic fairing elements, the latter generally taking the form of panel assemblies reported on the secondary structures. Among the secondary structures, there is the rear aerodynamic fairing 4 also called APF (Aft Pylon Fairing). In the illustrated example, this APF comprises an upper part 29 for connection to the wing (or to the structural portion respectively) and a part closer to the turbine engine, referred to herein as the lower rear fairing 1. This lower rear fairing 1 has a plurality of functions including thermal protection (by forming a thermal barrier or 'fireproof' vis-à-vis the turbine engine), and the formation of an aerodynamic continuity between the output of the engine and the mast of attachment that contributes to the aerodynamic performance of the aircraft, especially in flight phase. The lower rear aerodynamic fairing 1 comprises in particular a thermal protection screen 31, which is opposite a burnt gas ejection zone, also called nozzle 41 for ejection of hot gases.

La tuyère 41 d'éjection des gaz peut être une tuyère d'éjection d'un turbomoteur à simple flux, avec hélice interne ou externe. Dans le cas illustré ici, en référence en outre aux figures 1 et 2, le turbomoteur est du type turboréacteur à double flux. En effet, un premier flux dit `primaire' F1 passe au travers d'un premier canal annulaire 61, d'axe X1 sensiblement parallèle à l'axe longitudinal X de l'aéronef. Ce flux primaire F1 comprend un flux d'air en entrée qui traverse plusieurs étages de compression, après quoi une injection de carburant est opérée dans une chambre de combustion 43. La combustion génère des gaz brulés qui sont éjectés vers l'arrière à grande vitesse et à haute température par la tuyère 41. The gas discharge nozzle 41 may be an ejection nozzle of a single-flow turbine engine with an internal or external helix. In the case illustrated here, with reference in addition to FIGS. 1 and 2, the turbine engine is of the turbofan type. Indeed, a first flow called `primary 'F1 passes through a first annular channel 61, axis X1 substantially parallel to the longitudinal axis X of the aircraft. This primary flow F1 comprises an inlet air flow which passes through several compression stages, after which fuel injection is operated in a combustion chamber 43. The combustion generates burnt gases that are ejected backwards at high speed. and at high temperature by the nozzle 41.

D'autre part, une enveloppe du turbomoteur appelé nacelle 60 définit un second canal annulaire 62 dans lequel s'écoule un second flux, dit flux `secondaire' F2, qui est accéléré par une hélice appelée 'soufflante' 42 disposée à l'intérieur de la partie avant de nacelle. Ce flux secondaire F2 circule dans ce second canal annulaire d'axe X1 agencé de manière périphérique par rapport au premier canal annulaire. Il est à noter que le flux d'air du flux secondaire F2 ne passe pas dans la chambre de combustion 43 et ne subit donc pas d'échauffement significatif. Le flux de gaz s'écoulant vers l'arrière du turbomoteur comprend donc un flux primaire F1 très chaud et un flux relativement froid F2. On the other hand, an envelope of the turbine engine called nacelle 60 defines a second annular channel 62 in which flows a second flow, said 'secondary' flow F2, which is accelerated by a propeller called 'blower' 42 arranged inside. the front part of the basket. This secondary flow F2 flows in this second annular channel X1 axis arranged peripherally with respect to the first annular channel. It should be noted that the air flow of the secondary flow F2 does not pass into the combustion chamber 43 and therefore does not undergo significant heating. The flow of gas flowing towards the rear of the turbine engine thus comprises a very hot primary flow F1 and a relatively cold flow F2.

L'écran de protection thermique 31 est baigné principalement par le flux primaire F1 très chaud. L'écran 31 procure une protection thermique pour les autres parties du mât d'accrochage 5 ainsi que pour les structures de l'aile qui sont les plus proches de la tuyère 41 d'éjection des gaz chauds. Avantageusement, le carénage arrière 1 comprend une structure fixe 2, fixée au mât moteur, et adjacente à la partie supérieure 29 du carénage arrière. 2 983 172 6 Cette structure fixe 2 comprend deux parois latérales 22,23 qui assurent le raccordement avec la partie supérieure 29 du carénage arrière, ces deux parois latérales 22,23 s'étendant substantiellement dans un plan XZ défini par les axes X et Z, et étant baignées principalement par le flux secondaire F2. 5 Le carénage arrière inférieur 1 comprend aussi une structure mobile 3, comprenant l'écran de protection thermique 31 susmentionné. Comme il est illustré aux figures 3A et 3B, la structure mobile 3 est montée mobile par rapport à la structure fixe 2 entre une première position P1 (Fig. 3A) dans laquelle la performance aérodynamique de mât moteur est 10 favorable voire optimisée, et une seconde position P2 (Fig. 3B) dans laquelle l'écran de protection thermique 31 est plus éloigné de la tuyère que dans la première position Pl. Dans l'exemple illustré ici, la structure mobile 3 est montée pivotante par rapport à un axe de rotation noté A sensiblement parallèle à l'axe Y. De plus 15 ledit axe A est agencé vers la zone du bord de fuite 18 du carénage arrière. Toutefois, des montages différents permettant d'éloigner la structure mobile 3 de la tuyère 41 sont aussi envisageables (bien que non représentés ici). Par exemple un montage translatif essentiellement orienté selon l'axe vertical Z, peut permettre de soulever la structure mobile 3 sensiblement 20 parallèlement à l'axe Z. La portion avant 38 du carénage arrière 4 forme un raccord aérodynamique avec le reste du carénage du mât support moteur 5. Dans la première position P1, la structure mobile 3 est dans une position favorisant la performance aérodynamique de l'appareil et en particulier celle de 25 l'ensemble mât support moteur 5. Pour ce faire, l'écran de protection thermique 31 épouse sensiblement le cône d'éjection des gaz de la tuyère, ce qui permet de diminuer la traînée aérodynamique de l'ensemble de propulsion. Cette position est particulièrement intéressante dès lors que l'aéronef est en vol, car cela minimise la consommation de carburant et le bruit. 30 II est à noter que cette première position P1 peut être dénommée position `rapprochée' par opposition à la seconde position P2. En revanche, dans cette première position, l'écran de protection thermique 31 est principalement baigné par le flux primaire Fl des gaz chauds et très peu par le flux d'air froid F2. Dans certaines phases d'utilisation de 35 l'aéronef, notamment dans les phases au sol, la charge thermique peut être supérieure à la charge thermique en vol, de sorte que même avec des matériaux connus pour leur résistance thermique comme le titane, l'écran de protection thermique 31 pourrait être endommagé ou fragilisé. Cette charge thermique supérieure peut être due au régime de fonctionnement des réacteurs dans ces phases 'sol', en combinaison une faible convection extérieure. C'est pourquoi, avantageusement, pour certaines phases d'utilisation de l'aéronef, notamment certaines phases au sol, la structure mobile 3 peut être amenée dans la seconde position P2. Dans cette seconde position, comme l'écran de protection thermique 31 est éloigné de la tuyère, un filet d'air F2a appartenant aux flux d'air froid F2 passe sous ledit l'écran de protection thermique 31 et le refroidit. La dégradation de la performance aérodynamique de l'aéronef et en particulier de l'ensemble mât support moteur 5 n'a quasiment pas d'incidence jusqu'à des vitesses sol de l'ordre de 60 noeuds. En référence aux figures 4A et 4B, la cinématique du mouvement entre les première et seconde positions P1 et P2, ainsi que le système de motorisation associé va être maintenant décrit, dans une configuration de mouvement pivotant autour de l'axe A. Dans cette configuration, la structure mobile 3 comprend deux joues mobiles 32,33 agencées de part et d'autre de l'écran de protection thermique 31. La première joue 32 s'étend sensiblement vers le haut dans un plan voisin du plan XZ à partir d'un bord 31a de l'écran de protection thermique 31, et est reliée audit écran par une articulation à rotation 32a d'axe longitudinal. Symétriquement, la seconde joue 33 s'étend sensiblement vers le haut dans un plan voisin du plan XZ à partir d'un bord 31b opposé de l'écran 31, et est reliée audit écran 31 par une autre articulation à rotation 33a d'axe longitudinal. Dans des modes de réalisation de l'invention, on dispose en outre un actuateur 8 et un système de transmission 7 pour déplacer la structure mobile 3 de la première position P1 vers la seconde position P2 et vice versa. L'actuateur 8 peut être un vérin hydraulique ou pneumatique, un vérin électrique, un motoréducteur ou tout type adapté pour avoir une sortie sensiblement linéaire, connu et donc non décrit en détails ici. Par ailleurs, la première joue 32 est reliée à une première biellette 71 grâce à une articulation 76 à rotation. Symétriquement la seconde joue 33 est reliée à une seconde biellette 72 grâce à une articulation 77 à rotation. The thermal protection screen 31 is bathed mainly by the primary flow F1 very hot. The screen 31 provides thermal protection for the other parts of the attachment pylon 5 as well as for the structures of the wing that are closest to the nozzle 41 of hot gas ejection. Advantageously, the rear fairing 1 comprises a fixed structure 2, fixed to the engine mast, and adjacent to the upper part 29 of the rear fairing. 2 983 172 6 This fixed structure 2 comprises two side walls 22,23 which provide the connection with the upper portion 29 of the rear fairing, these two side walls 22,23 extending substantially in a plane XZ defined by the X and Z axes , and being bathed mainly by the secondary flow F2. The lower rear fairing 1 also includes a movable structure 3, including the aforementioned heat shield 31. 3A and 3B, the mobile structure 3 is movably mounted relative to the fixed structure 2 between a first position P1 (FIG.3A) in which the aerodynamic performance of the engine mast is favorable or even optimized, and a second position P2 (FIG 3B) in which the thermal protection screen 31 is further from the nozzle than in the first position P1. In the example illustrated here, the mobile structure 3 is pivotally mounted relative to an axis of rotation noted A substantially parallel to the Y axis. In addition, said axis A is arranged towards the trailing edge area 18 of the rear fairing. However, different arrangements for moving the movable structure 3 away from the nozzle 41 are also conceivable (although not shown here). For example, a translational assembly essentially oriented along the vertical axis Z may lift the mobile structure 3 substantially parallel to the axis Z. The front portion 38 of the rear fairing 4 forms an aerodynamic connection with the rest of the mast fairing. 5. In the first position P1, the mobile structure 3 is in a position favoring the aerodynamic performance of the apparatus and in particular that of the engine support mast assembly 5. To this end, the thermal protection screen 31 substantially marries the throttle exhaust cone of the nozzle, which reduces the aerodynamic drag of the entire propulsion. This position is particularly interesting when the aircraft is in flight, as this minimizes fuel consumption and noise. It should be noted that this first position P1 may be called the 'close' position as opposed to the second position P2. On the other hand, in this first position, the thermal protection screen 31 is mainly bathed by the primary flow Fl of the hot gases and very little by the cold air flow F2. In certain phases of use of the aircraft, especially in the ground phases, the thermal load may be greater than the thermal load in flight, so that even with materials known for their thermal resistance such as titanium, Thermal protection screen 31 could be damaged or weakened. This higher thermal load can be due to the operating speed of the reactors in these 'ground' phases, in combination with a weak external convection. That is why, advantageously, for certain phases of use of the aircraft, in particular certain ground phases, the mobile structure 3 can be brought into the second position P2. In this second position, as the thermal protection screen 31 is remote from the nozzle, a stream of air F2a belonging to the cold air flow F2 passes under said thermal protection screen 31 and cools it. The degradation of the aerodynamic performance of the aircraft and in particular of the entire engine support mast 5 has almost no impact until ground speeds of the order of 60 knots. With reference to FIGS. 4A and 4B, the kinematics of the movement between the first and second positions P1 and P2, as well as the associated motorization system will now be described, in a configuration of movement pivoting about the axis A. In this configuration , the mobile structure 3 comprises two movable flanges 32, 33 arranged on either side of the thermal protection screen 31. The first flange 32 extends substantially upwards in a plane adjacent to the XZ plane from an edge 31a of the thermal protection screen 31, and is connected to said screen by a rotation joint 32a of longitudinal axis. Symmetrically, the second flange 33 extends substantially upward in a plane adjacent to the plane XZ from an opposite edge 31b of the screen 31, and is connected to said screen 31 by another pivoting joint 33a of axis longitudinal. In embodiments of the invention, there is furthermore an actuator 8 and a transmission system 7 for moving the mobile structure 3 from the first position P1 to the second position P2 and vice versa. The actuator 8 may be a hydraulic or pneumatic cylinder, an electric cylinder, a geared motor or any type adapted to have a substantially linear output, known and therefore not described in detail here. Moreover, the first cheek 32 is connected to a first link 71 through a hinge 76 rotation. Symmetrically the second cheek 33 is connected to a second link 72 through a hinge 77 rotation.

Les extrémités opposées des biellettes 71 et 72 sont reliées à leur tour à une extrémité d'une troisième biellette (ou tige) 73 grâce à une articulation centrale 75. La tige 73 est reliée à la sortie de l'actuateur 8. Dans la première position P1 (Fig.The opposite ends of the rods 71 and 72 are connected in turn to one end of a third link (or rod) 73 through a central articulation 75. The rod 73 is connected to the output of the actuator 8. In the first position P1 (Fig.

3A et 4A), la tige 73 est en position sortie, de sorte que les première et seconde bielles 71,72 sont sensiblement horizontales. Par conséquent, les joues mobiles 32 et 33 sont alignées avec les parois latérales 22 et 23 respectivement de la structure fixe 2 et l'écran de protection thermique 31 est en position basse. Ainsi la performance aérodynamique de l'ensemble mât support moteur 5 est optimisée. Dans la seconde position P2 (Fig.3A and 4A), the rod 73 is in the extended position, so that the first and second links 71, 72 are substantially horizontal. Therefore, the movable cheeks 32 and 33 are aligned with the side walls 22 and 23 respectively of the fixed structure 2 and the thermal protection screen 31 is in the low position. Thus the aerodynamic performance of the engine support mast assembly 5 is optimized. In the second position P2 (Fig.

3B et 4B), la tige 73 est en position rentrée, de sorte que les première et seconde bielles 71 et 72 sont sensiblement obliques, ce qui provoque un pivotement vers l'intérieur des joues mobiles 32 et 33 et un soulèvement des articulations 32a et 33a. L'écran de protection thermique 31 est alors en position haute, ce qui permet de laisser passer le flux d'air froid F2a en dessous. Le refroidissement provoqué par le flux d'air froid F2a soulage la charge thermique infligée à l'écran de protection thermique 31 et permet de conserver un écran relativement simple en titane malgré l'augmentation des températures des gaz expulsés vers l'arrière au niveau de la tuyère. Avantageusement, la structure fixe 2 peut être fermée par une paroi supérieure 20, reliant les deux parois latérales 22,23 pour ainsi former un caisson déformable avec la structure mobile 3. Par le fait, ledit caisson ainsi formé procure une solidité satisfaisante au carénage arrière inférieur 1. Il est à noter que l'actuateur 8 est de préférence positionné dans une zone thermiquement moins sollicitée comme la partie supérieure 29 du carénage arrière. L'actuateur 8 se trouve ainsi lui-même protégé. De plus, selon un aspect avantageux de l'invention, le carénage arrière 1 peut comprendre en outre un joint d'étanchéité déformable 28 reliant la structure mobile 3 à la structure fixe 2 pour former un espace intérieur de carénage 10 sensiblement clos. Le joint d'étanchéité déformable 28 s'étend longitudinalement selon l'axe X de chaque coté du caisson. D'un coté, il joint la joue mobile 32 à la paroi latérale 22 et de l'autre coté il joint la joue mobile 33 à la paroi latérale 23. Ce joint d'étanchéité déformable 28 peut par exemple être fabriqué en matériau élastomère haute performance ou en matériau complexe silicone/tissu. Son épaisseur peut être comprise entre 3 mm et 10 mm. Grâce au joint d'étanchéité déformable 28, on évite que des corps étrangers pénètrent à l'intérieur de l'espace intérieur de carénage 10 du carénage arrière inférieur 1. La présente invention ne se limite pas aux formes de réalisation décrites ci-dessus à titre d'exemples non limitatifs. Ainsi, par exemple, l'ensemble de propulsion pourrait être agencé latéralement sur un côté du fuselage, ou pourrait être agencé au dessus d'une aile de la voilure. 3B and 4B), the rod 73 is in the retracted position, so that the first and second links 71 and 72 are substantially oblique, which causes an inward pivoting of the movable cheeks 32 and 33 and an uplift of the joints 32a and 32b. 33a. The thermal protection screen 31 is then in the high position, which allows to let the cold air flow F2a below. The cooling caused by the cold air flow F2a relieves the thermal load imposed on the thermal protection screen 31 and makes it possible to maintain a relatively simple titanium screen despite the increase in the temperatures of the gases expelled to the rear at the level of the nozzle. Advantageously, the fixed structure 2 can be closed by an upper wall 20, connecting the two side walls 22,23 so as to form a deformable box with the mobile structure 3. In fact, said box thus formed provides satisfactory strength to the rear fairing lower 1. It should be noted that the actuator 8 is preferably positioned in a thermally less stressed zone such as the upper part 29 of the rear fairing. The actuator 8 is thus itself protected. In addition, according to an advantageous aspect of the invention, the rear fairing 1 may further comprise a deformable seal 28 connecting the movable structure 3 to the fixed structure 2 to form a substantially closed fairing interior space 10. The deformable seal 28 extends longitudinally along the X axis of each side of the box. On one side, it joins the movable cheek 32 to the side wall 22 and on the other side it joins the movable cheek 33 to the side wall 23. This deformable seal 28 may for example be made of high elastomeric material performance or in silicone / fabric complex material. Its thickness can be between 3 mm and 10 mm. Thanks to the deformable seal 28, it is avoided that foreign bodies enter the inside of the fairing interior 10 of the lower rear fairing 1. The present invention is not limited to the embodiments described above at As non-limiting examples. Thus, for example, the propulsion assembly could be arranged laterally on one side of the fuselage, or could be arranged above a wing wing.

Claims

REVENDICATIONS1. Aircraft propulsion unit comprising a motor support mast (5) and a motor (6) supported by said engine support mast (5), the motor (6) having a hot gas ejection nozzle (41), said support mast engine (5) comprising a rear fairing (1) thermally protecting at least said engine support mast (5) with respect to the nozzle (41) and contributing to the aerodynamic performance of the aircraft, characterized in that the rear fairing comprises: a fixed structure (2), fixed to said engine support mast (5), and a movable structure (3), comprising a thermal protection screen (31), the mobile structure (3) being mounted movably with respect to said structure fixed (2) between a first position (P1) and a second position (P2), and in that the thermal protection screen (31) is further away from the nozzle (41) in the second position (P2) than in the first position (P1).

2. The assembly of claim 1, wherein the rear fairing forms a deformable box.

3. An assembly according to one of claims 1 to 2, wherein the movable structure (3) is pivotally mounted along an axis of rotation (A) relative to the fixed structure (2).

4. An assembly according to one of claims 1 to 2, wherein the movable structure (3) is slidably mounted relative to the fixed structure (2).

5. An assembly according to one of claims 1 to 4, further comprising an actuator (8) and a transmission system (7) for moving the movable structure (3) from the first position (P1) to the second position (P2 ) and vice versa.

6. An assembly according to one of claims 1 to 5, wherein the rear fairing further comprises a deformable seal (28) connecting the movable structure (3) to the fixed structure (2) to form a domestic interior space substantially closed.

7. An assembly according to one of claims 1 to 6, wherein the engine is of the turbofan type with a primary flow (F1) and a secondary flow (F2), wherein the thermal protection screen (31) is cooled by at least a portion of secondary flow (F2a) when the movable structure is in second position (P2).

8. An assembly according to one of claims 1 to 7, wherein the engine is arranged under a wing wing and wherein the rear fairing (1) is arranged in the lower rear portion of the engine support mast (5), above the nozzle (41) of the engine.

9. Aircraft comprising a structure (9) and at least one propulsion unit according to one of the preceding claims.