FR3002288A1

FR3002288A1 - Suspension d'un turboreacteur par double support arriere

Info

Publication number: FR3002288A1
Application number: FR1351414A
Authority: FR
Inventors: Francois Robert Bellabal
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2013-02-20
Filing date: 2013-02-20
Publication date: 2014-08-22
Anticipated expiration: 2033-02-20
Also published as: US20150377136A1; US10184401B2; WO2014128397A1; FR3002288B1

Abstract

Turboréacteur double flux équipé d'un canal de flux froid de forme cylindrique et comportant à une de ses extrémités axiales un anneau structural apte à recevoir les efforts transmis par le carter d'échappement dudit turboréacteur, ledit anneau comportant au moins un point d'attache apte à transmettre lesdits efforts à la structure d'un aéronef, caractérisé en ce que ledit anneau comporte une pluralité de points d'attache (4g, 4d) positionnés sur sa circonférence, lesdits points formant une figure géométrique à l'intérieur de laquelle passe l'axe de symétrie du canal de flux froid (7). Préférentiellement les points d'attache sont au nombre de deux et diamétralement opposés l'un par rapport à l'autre.

Description

Le domaine de la présente invention est celui des turboréacteurs et des organes assurant la liaison entre leurs différentes pièces. Il porte plus particulièrement sur les organes assurant la tenue mécanique des turboréacteurs double flux par l'intermédiaire de leur canal de flux froid. Un moteur de propulsion, tel qu'un turboréacteur, peut être monté en divers endroits de l'avion, par accrochage à un mât ou à un pylône appartenant à la structure de ce dernier. Il peut être ainsi suspendu sous la voilure, fixé au fuselage, généralement à l'arrière, ou monté dans l'empennage par des moyens d'accrochage appropriés. Ces moyens d'accrochage ont pour fonction d'assurer la transmission des efforts mécaniques entre le moteur et la structure de l'avion. Les charges à prendre en considération sont notamment le poids du moteur selon l'axe vertical Z, sa poussée selon l'axe X du moteur, et les charges aérodynamiques latérales selon l'axe Y transversal. Les charges à transmettre comprennent aussi la reprise du couple de rotation autour de l'axe du moteur. Ces moyens doivent en outre absorber, sans les transmettre au mât, les déformations subies par le moteur pendant les différentes phases du vol résultant par exemple des variations dimensionnelles dues aux dilatations ou contractions thermiques. Un mode de suspension, par exemple, dans le cas d'un turbomoteur à soufflante, consiste à accrocher le moteur à un mât appartenant à la structure de l'avion (fuselage ou aile) par une suspension ou attache avant et par une suspension ou attache arrière. La suspension avant est fixée en particulier sur le carter intermédiaire et la suspension arrière indirectement au carter d'échappement du flux primaire. Ces deux pièces constituent les éléments structuraux d'une turbomachine, sur lesquels l'ensemble des efforts sont repris. Les turboréacteurs modernes sont des turbomachines double flux à fort taux de dilution, le flux d'air secondaire étant comprimé par un seul étage de compresseur dit soufflante. En sortie de cet étage il est guidé par un conduit directement dans une tuyère pour participer à la poussée du moteur. Il circule ainsi entre le corps principal du moteur, délimité par des carters, et un canal de flux froid (désigné généralement par l'acronyme anglais OFD pour Outer Fan Duct, ou Canal extérieur de soufflante). Pour des raisons de poids ce canal est de façon courante réalisé en matériau composite. Ce canal est fixé sur le moteur par des liaisons situées à ses deux extrémités longitudinales, une première fixation s'effectuant à l'amont sur le carter intermédiaire, et une seconde à l'arrière sur un anneau structural porté par le carter d'échappement. La partie aval de la tuyère, comportant l'inverseur de poussée, vient se fixer sur l'anneau structural, qui comporte une bride d'attache à cet effet. Et la liaison entre l'anneau de support du canal de flux froid et le carter d'échappement s'effectue généralement au moyen de bras ou de bielles profilées qui traversent le flux froid. Un problème particulier est rencontré sur ces moteurs double flux, qui provient, d'une part, de la relativement faible rigidité du canal de flux froid et, d'autre part, du bras de levier existant entre l'axe dans lequel pousse le moteur et la position décalée par rapport à celui-ci, des points d'attache du moteur. Ce bras de levier et le couple qui lui est associé tendent à déformer le canal de flux froid et à lui faire prendre une forme dite en "banane", entre sa bride de fixation sur le carter intermédiaire et l'anneau support. Ce dernier est en outre déformé par une ovalisation selon sensiblement une ellipse dont le grand axe passe par le point d'attache à la structure de l'aéronef. Le type de déformation rencontré est illustré, en vue de dessus et en vue de derrière, sur les figures 1 et 2, dans le cas d'un moteur qui est porté par l'aile de l'avion. Ces distorsions de la carcasse du moteur sont bien évidement préjudiciables à un bon fonctionnement du moteur et à ses performances, du fait de l'apparition de jeux parasites entre ses pièces, et à la tenue mécanique des attaches qui sont sollicitées dans une direction non optimale. Pour répondre en partie à ce problème, on pourrait envisager de rigidifier le canal de flux froid mais cela se traduirait par une augmentation sensible de sa masse et corrélativement de son coût.

La présente invention a ainsi pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un type de liaison entre l'anneau porteur du canal du flux froid et le carter d'échappement qui ne présente pas les inconvénients de l'art antérieur et, pour cela, qui élimine le couple provenant du bras de levier existant entre la poussée du moteur et les forces de retenue exercées par les attaches avant et arrière.

A cet effet, l'invention a pour objet un canal de flux froid pour un turboréacteur double flux, de forme cylindrique et comportant à une de ses extrémités axiales un anneau structural apte à recevoir les efforts transmis par le carter d'échappement dudit turboréacteur, ledit anneau comportant au moins un point d'attache apte à transmettre lesdits efforts à la structure d'un aéronef, caractérisé en ce que ledit anneau comporte une pluralité de points d'attache positionnés sur sa circonférence, lesdits points formant une figure géométrique à l'intérieur de laquelle passe l'axe de symétrie du canal de flux froid. De cette façon il n'y a plus de bras de levier entre la force de poussée qui est exercée par le moteur selon son axe de rotation et les forces qui reprennent cette poussée, dont les points d'appui sont positionnés sur la circonférence du canal de flux froid. De ce fait le corps principal du moteur n'est plus soumis à un couple qui le déformerait et qui rendrait l'anneau structural ovale. Les jeux spécifiés entres les parties tournantes et les pièces fixes sont conservés, ce qui élimine les pertes de rendement rencontrées dans l'art antérieur. De façon préférentielle les points d'attache sont au nombre de deux, diamétralement opposés l'un par rapport à l'autre. Cette configuration est celle qui aboutit à une longueur minimale pour les pièces qui reprennent les efforts transmis par le carter d'échappement et les transmettent à la structure de l'aéronef sur lequel est monté le turboréacteur. L'invention porte également sur un turboréacteur double flux équipé d'un canal de flux froid tel que décrit ci-dessus.

Avantageusement le turboréacteur comporte un arceau encerclant le canal de flux froid et fixé sur lesdits points d'attache, ledit arceau comportant une zone de fixation unique apte à transmettre à la structure de l'aéronef les efforts transmis par le carter d'échappement.

L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif, en référence aux dessins schématiques annexés. Sur ces dessins : - la figure 1 est une vue schématique d'un turboréacteur et de ses points d'attaches à la structure de l'avion, selon l'art antérieur ; - la figure 2 est une vue schématique, de côté, du turboréacteur de la figure 1, avec indication du positionnement de ses points d'attache ; - la figure 3 est une vue schématique, de derrière, du turboréacteur de la figure 1, avec indication du positionnement de ses points d'attache ; - La figure 4 est une vue schématique, de côté, d'un turboréacteur selon l'invention, avec indication du positionnement de ses points d'attache ; - la figure 5 est une vue schématique, de derrière, du turboréacteur selon l'invention, avec indication du positionnement de ses points d'attache ; - la figure 6 est une vue en perspective du turboréacteur des figures 4 et 5, équipé de ses dispositifs d'accrochage à l'avion, et - la figure 7 est une vue en coupe transversale du turboréacteur de la figure 6 dans le plan de son attache arrière.

En se référant à la figure 1, on voit une représentation stylisée d'un turboréacteur 1 à double flux sous la forme d'un cylindre, dans une configuration où il est porté sous l'aile de l'avion. Il comporte deux séries de points d'attache : d'une part, deux points d'attache avant 2d et 2g, sont situés à l'avant du moteur pour reprendre majoritairement les efforts de poussée qui sont transmis par le carter intermédiaire, ainsi que le poids de la partie avant, et d'autre part, un point d'attache arrière 4 situé au niveau du carter d'échappement, qui reprend le poids de la partie arrière. De façon habituelle les attaches avant 2d et 2g sont reliées l'une à l'autre par une poutre 3 qui assure la fixation de la suspension avant au mât ou pylône de l'avion. Le turboréacteur est représenté dans la configuration dite en pod, sous la voilure, mais il pourrait tout aussi bien être positionné latéralement par rapport au fuselage et être tenu par des attaches fixées soit sur le fuselage soit sur l'empennage de l'avion. Dans ce cas le turboréacteur est dans une position tournée de 90°, soit dans un sens soit dans l'autre, par rapport à la configuration représentée et les efforts de reprise du poids par les attaches sont répartis différemment. Mais, quelle que soit la configuration, la poussée qui est dirigée axialement est reprise par des attaches avant qui sont dans une position décalée par rapport à la direction de la poussée. Les figures 2 et 3 illustrent les décalages observés, en prenant pour configuration un moteur en pod, vu respectivement de côté et de l'arrière. Sur la figure 2 on voit un turboréacteur double flux 1 avec son carter de soufflante 5 qui entoure la partie avant du moteur, et notamment la soufflante (non visible), et le canal du flux froid 7 qui prolonge le carter de soufflante pour guider le flux froid vers l'aval du moteur et la tuyère secondaire. Le corps principal 6 du moteur, qui renferme le flux primaire entre le carter intermédiaire et le carter d'échappement, présente, comme on peut le voir, une déformation en forme de banane. Celle-ci est due au bras de levier qui existe entre la direction d'action de la poussée et celle des forces de réaction à la poussée qui sont exercées par les points d'attache avant 2g et 2d. Ce bras de levier, qui est sensiblement égal au rayon du turboréacteur, génère un couple, qui est repris par des forces exercées par les points d'attache avant 2g et 2d et par le point d'attache arrière 4. Sur les figures sont seulement représentées les forces de réaction à la poussée et à la reprise du couple, sans indication des forces de réaction au poids du réacteur. La déformation subie par ce corps principal 6 se traduit par une consommation des jeux existant entre les pièces tournantes et les pièces fixes des corps primaire et secondaire du moteur, ce qui est extrêmement préjudiciable au rendement de la turbomachine et à la stabilité de son fonctionnement.

La figure 3 montre une autre déformation résultant du bras de levier existant entre la direction de la poussée et les forces de réaction s'exerçant sur les attaches du turboréacteur. Vu de l'arrière, le canal de flux froid 7 qui devrait être un cercle régulier, se déforme pour prendre une forme ovale dont le grand axe est orienté selon le diamètre passant par le point d'attache arrière 4. Cette ovalisation contribue elle aussi à la consommation des jeux internes et à une dégradation des performances de la turbomachine. Les figures 4 et 5 montrent l'absence de ces déformations dans le cas de l'invention. Les attaches avant 2g et 2d du turboréacteur sont, comme précédemment, placées de part et d'autre du plan de symétrie du moteur, dans une position haute. L'écart latéral entre ces deux points d'attache est dicté par les efforts transversaux et les moments qu'ils doivent reprendre.

En revanche, la suspension arrière est, ici, réalisée par deux attaches arrières 4g et 4d qui sont opposées diamétralement, dans un plan perpendiculaire au plan médian des deux attaches avant 2g et 2d. De ce fait le couple associé à la poussée est compensé par des forces qui s'exercent au même niveau que la poussée et le phénomène d'ovalisation constaté précédemment (cf. figure 3) ne peut plus se produire. Les jeux internes de la turbomachine ne sont pas détériorés et le rendement de celle-ci est préservé. La figure 6 montre en perspective un turboréacteur 1 équipé d'un arceau 8 qui relie les deux points d'attache arrière 4g et 4d et qui assure la fixation de la suspension arrière au pylône ou au mât de la structure de l'avion. Cet arceau vient se fixer sur les deux points d'attache arrière 4g et 4d et comporte une zone de fixation 9 au pylône, qui remplit les mêmes fonctions que l'attache arrière unique 4 de l'art antérieur. En se référant maintenant à la figure 7 on voit le turboréacteur 1 selon une coupe au niveau du carter d'échappement 10 et de l'anneau structural de support du canal de flux froid 7. Le canal de flux froid 7 est relié classiquement au carter d'échappement 10 par l'intermédiaire de bielles de liaison 11, aux bouts desquelles se trouvent des renforts formant les points d'attache 4g et 4d. Ceux-ci sont, comme indiqué précédemment, diamétralement opposés sur la circonférence du canal de flux froid 7. L'arceau 8 qui les relie a, pour cela, une forme semi-circulaire, et il entoure le canal de flux froid, avec en son milieu la zone de fixation 9. Celle-ci est fixée sur le pylône 12 de l'avion au moyen d'une liaison autorisant des degrés de liberté en rotation et éventuellement en translation selon l'axe longitudinal x. On va maintenant décrire l'apport de l'invention en matière de réduction des déformations de son corps principal, qui sont dues au décalage existant entre la direction de la poussée du moteur et celle de la reprise de ces efforts par les points d'attache avant. La solution proposée consiste, pour la suspension arrière, à avoir deux points d'accrochage 4g et 4d sur le canal de flux froid 7, et à les disposer sur un même diamètre, à l'opposé l'un de l'autre sur la circonférence de ce canal. De cette façon l'ovalisation du conduit ne peut pas se produire, même si ce canal présente une faible raideur. La solution technique proposée pour relier les deux points d'accrochage au pylône est l'utilisation d'un arceau 8 qui relie le canal flux froid à la zone d'accrochage 9 à proximité du pylône. L'arceau de suspension 8 permet de reprendre les efforts dans les directions transversales y et z, tout en laissant des libertés de mouvement au canal de flux froid dans la direction axiale. En effet, comme il n'y a pas de reprise d'effort axial, tel que la poussée du moteur, à réaliser, seuls les efforts de translation nécessitent d'être repris à chaque extrémité de l'arceau. Ces conditions aux limites particulières permettent ainsi au moteur de se dilater librement, et elles limitent les précontraintes qui sont dues à l'hyperstatisme du montage. Au final, la réduction de la flexion parasite appliquée au corps principal 6, du fait de la disposition retenue par l'invention pour les deux points d'attache arrière, élimine les consommations de jeux internes à la turbomachine et en améliore les performances. On peut, par ailleurs, remarquer que cette solution va à l'encontre de l'état de l'art, car elle préconise d'éloigner les points d'attache du pylône l'un de l'autre, alors qu'un homme du métier recherche généralement à raccourcir les chemins d'effort, de façon à diminuer la masse de la pièce de liaison formant la suspension arrière. L'écartement des points implique en effet soit d'augmenter la taille de la suspension arrière soit d'introduire une pièce d'interface supplémentaire, ce qui revient à ajouter de la masse en plus. Mais le conduit de soufflante structural étant ainsi mieux sollicité, il se comporte davantage comme une poutre en flexion à trois points. La répartition du flux de cisaillement est alors plus saine et le pouvoir raidissant de l'OFD sur la structure secondaire est fortement augmenté. Un gain de masse substantiel est alors apporté par une réduction de la raideur intrinsèque du canal de flux et par une inertie en flexion minimale qui est donnée à l'anneau structural, pour lequel il n'est alors plus nécessaire d'agir pour en limiter l'ovalisation. Par ailleurs, l'anneau structural n'ayant plus à empêcher l'ovalisation de l'anneau structural de support du canal de flux froid, l'inertie de sa section moyenne peut être diminuée, et cela permet un gain supplémentaire de masse. Par ailleurs, la diminution de l'inertie de l'anneau permet, en compensant la place que prend l'arceau, de rapprocher l'anneau du canal de flux froid et de réduire l'encombrement radial du turboréacteur et, par suite, la tramée aérodynamique qui y est associée. Au final, le gain de masse apporté par la réduction des contraintes associées au dessin de ces pièces compense largement le surcroît de masse de l'arceau 8.

L'invention a été décrite avec un arceau comportant deux points sur lesquels se fixent les points d'attache 4g et 4d de l'anneau structural, ces deux points étant diamétralement opposés sur la circonférence du canal de flux froid 7. Elle peut être également réalisée en positionnant plus de deux points d'attache sur l'anneau, pour autant que ces points soient aptes à reprendre la force de poussés sans bras de levier. Cela se traduit par une disposition selon laquelle l'axe de rotation du moteur, c'est-à-dire la direction selon laquelle s'exerce la poussée, coupe la surface intérieure de la figure géométrique formée par les droites qui joignent les différents points.25

Claims

REVENDICATIONS1. Canal de flux froid pour un turboréacteur double flux, de forme cylindrique et comportant à une de ses extrémités axiales un anneau structural apte à recevoir les efforts transmis par le carter d'échappement (10) dudit turboréacteur, ledit anneau comportant au moins un point d'attache (4) apte à transmettre lesdits efforts à la structure d'un aéronef, caractérisé en ce que ledit anneau comporte une pluralité de points d'attache (4g, 4d) positionnés sur sa circonférence, lesdits points formant une figure géométrique à l'intérieur de laquelle passe l'axe de symétrie du canal de flux froid (7).
2. Canal de flux froid selon la revendication 1 dans lequel les points d'attache sont au nombre de deux, diamétralement opposés l'un par rapport à l'autre.
3. Turboréacteur double flux équipé d'un canal de flux froid selon l'une des revendications 1 ou 2.
4. Turboréacteur selon la revendication 3 comportant un arceau (8) encerclant le canal de flux froid (7) et fixé sur lesdits points d'attache (4g, 4d), ledit arceau comportant une zone de fixation unique (9) apte à transmettre à la structure de l'aéronef les efforts transmis par le carter d'échappement.20