FR3010698A1

FR3010698A1 - SEAL SEAL WITH HIGH AMPLITUDE OF MOVEMENT

Info

Publication number: FR3010698A1
Application number: FR1358870A
Authority: FR
Inventors: Fabrice Provost
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2013-09-13
Filing date: 2013-09-13
Publication date: 2015-03-20
Anticipated expiration: 2033-09-13
Also published as: FR3010698B1; WO2015036717A1

Abstract

La présente invention concerne un joint d'étanchéité (26) conçu pour être interposé entre un capot d'une section arrière d'une nacelle et un turboréacteur d'un ensemble propulsif d'un aéronef, le joint d'étanchéité (26) comportant un corps tubulaire (28) qui s'étend axialement et qui délimite une première cavité interne (30), et une semelle (32) de fixation qui est solidaire du corps tubulaire (28). Le joint d'étanchéité (26) selon l'invention est remarquable en ce qu'il comporte une excroissance (34) qui s'étend globalement radialement depuis le corps tubulaire (28) et qui forme une première lèvre (36a) et une seconde lèvre (36b), l'excroissance (34) délimitant une seconde cavité interne (38).The present invention relates to a seal (26) designed to be interposed between a bonnet of a rear section of a nacelle and a turbojet of a propulsion unit of an aircraft, the seal (26) comprising an axially extending tubular body (28) defining a first internal cavity (30) and a fastening sole (32) which is integral with the tubular body (28). The seal (26) according to the invention is remarkable in that it comprises a protrusion (34) which extends generally radially from the tubular body (28) and which forms a first lip (36a) and a second lip (36b), the protuberance (34) delimiting a second internal cavity (38).

Description

106 9 8 1 L'invention concerne un joint d'étanchéité à grande amplitude de déplacement destiné à être interposé entre un turboréacteur et une nacelle d'un aéronef. Un aéronef est propulsé par un ou plusieurs turboréacteurs logés 5 chacun dans une nacelle ; chaque nacelle abrite également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Comme le montre la figure 1, une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant : 10 - une entrée d'air 16 en avant d'un turboréacteur 14, - une section médiane 18 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur 14, - une section arrière 20 pouvant éventuellement embarquer des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de 15 combustion du turboréacteur 14, et - une tuyère d'éjection 22 dont la sortie est située en aval du turboréacteur. Les nacelles modernes sont souvent destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pales de la 20 soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur. Une nacelle présente généralement une structure externe, dite Outer Fixed Structure (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite Inner Fixed Structure (IFS), comportant un capot entourant la structure du turboréacteur proprement 25 dite en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Chaque ensemble propulsif de l'avion est ainsi formé par une 30 nacelle et un turboréacteur, et est suspendu à une structure fixe de l'avion, par exemple sous une aile ou sur le fuselage, par l'intermédiaire d'un pylône ou d'un mât rattaché au turboréacteur ou à la nacelle. La section arrière de la structure externe de la nacelle est usuellement formée de deux capots (référence 24 sur la figure 1 de la présente 35 demande) de forme sensiblement hémicylindrique, de part et d'autre d'un plan vertical longitudinal de symétrie de la nacelle, et montés mobiles de manière à pouvoir se déployer entre une position de fonctionnement et une position de maintenance qui donne accès au turboréacteur. Les deux capots sont généralement montés pivotants autour d'un axe longitudinal formant charnière en partie supérieure de l'inverseur (ligne de 5 jonction supérieure, à 12 heures). Les capots sont maintenus en position de fermeture au moyen de verrous disposés le long d'une ligne de jonction située en partie inférieure (à 6 heures). On constate donc qu'un ensemble propulsif d'avion intègre des 10 sous ensembles fonctionnels qui possèdent des mouvements relatifs et entre lesquels il convient de gérer l'étanchéité. En particulier, il importe que les deux capots qui entourent le turboréacteur et qui délimitent la veine secondaire sur une partie de son parcours canalisent cette veine secondaire sans fuite vers le turboréacteur. 15 11 est particulièrement important de créer une barrière d'étanchéité entre la partie amont de chaque capot et le turboréacteur pour prévenir toute fuite de la veine secondaire vers le turboréacteur. Une telle fuite est particulièrement néfaste. En effet, la nacelle est conçue et dimensionnée pour une veine 20 secondaire canalisée qui exerce une pression sur sa structure interne. En revanche, la nacelle n'est pas conçue pour faire face à un écopage du flux constituant la veine secondaire vers le turboréacteur. Un écopage important peut conduire à un arrachement de la structure interne de la nacelle. Cependant, l'étanchéité entre les deux capots et le turboréacteur 25 présente une problématique particulière. Tout d'abord, les deux capots sont chacun animés de mouvements axiaux et radiaux par rapport au turboréacteur. Ensuite, compte tenu de la grande dimension des pièces, les deux capots peuvent en fonctionnement connaître des déplacements importants. Un 30 joint interposé entre un capot et le turboréacteur doit donc créer une barrière d'étanchéité quelle que soit la position relative d'un capot par rapport au turboréacteur. Or, compte tenu du coefficient d'écrasement des joints connus et de l'amplitude du déplacement dont il convient d'assurer l'étanchéité, il s'avère 35 que les joints connus à section transversale tubulaire généralement en oméga ne peuvent pas valablement assurer cette étanchéité.The invention relates to a seal with a large displacement amplitude intended to be interposed between a turbojet engine and a nacelle of an aircraft. An aircraft is propelled by one or more turbojet engines each housed in a nacelle; each nacelle also houses a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped. As shown in FIG. 1, a nacelle generally has a tubular structure comprising: - an air inlet 16 in front of a turbojet engine 14, - a median section 18 intended to surround a fan of the turbojet engine 14, - a rear section 20 may optionally include thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine 14, and - an exhaust nozzle 22 whose output is located downstream of the turbojet engine. Modern nacelles are often intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine. A nacelle generally has an external structure, called Outer Fixed Structure (OFS), which defines, with a concentric internal structure, called Inner Fixed Structure (IFS), comprising a cover surrounding the structure of the turbojet engine itself behind the fan, an annular flow channel, also called a vein, for channeling a flow of cold air, said secondary, which circulates outside the turbojet engine. The primary and secondary flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle. Each propulsion unit of the aircraft is thus formed by a nacelle and a turbojet, and is suspended from a fixed structure of the aircraft, for example under a wing or on the fuselage, by means of a pylon or a mast attached to the turbojet engine or to the nacelle. The rear section of the external structure of the nacelle is usually formed of two covers (reference 24 in FIG. 1 of the present application) of substantially semicylindrical shape, on either side of a vertical longitudinal plane of symmetry of the nacelle, and movably mounted so as to be able to deploy between an operating position and a maintenance position which gives access to the turbojet engine. The two covers are generally pivotally mounted about a hinge longitudinal axis in the upper part of the inverter (upper junction line at 12 o'clock). The covers are held in the closed position by means of locks arranged along a junction line located at the bottom (at 6 o'clock). Thus, it can be seen that an aircraft propulsion unit integrates functional subassemblies which have relative movements and between which it is necessary to manage the sealing. In particular, it is important that the two covers that surround the turbojet engine and which delimit the secondary vein over part of its course channel this secondary vein without leakage to the turbojet engine. It is particularly important to create a sealing barrier between the upstream portion of each hood and the turbojet to prevent leakage of the secondary vein to the turbojet engine. Such a leak is particularly harmful. Indeed, the nacelle is designed and dimensioned for a channelized secondary vein 20 which exerts pressure on its internal structure. On the other hand, the nacelle is not designed to cope with a scooping of the flow constituting the secondary vein towards the turbojet engine. Significant scooping can lead to tearing of the internal structure of the nacelle. However, the seal between the two covers and the turbojet 25 has a particular problem. First, the two covers are each animated axial and radial movements relative to the turbojet engine. Then, given the large size of the parts, the two covers can in operation experience significant movement. A seal interposed between a hood and the turbojet must therefore create a sealing barrier regardless of the relative position of a hood relative to the turbojet engine. However, given the crushing coefficient of the known seals and the magnitude of the displacement which must be sealed, it turns out that the known seals tubular cross section generally omega can not validly ensure this seal.

En effet, ce type de joint en oméga devrait présenter un diamètre incompatible avec l'espace délimité entre les capots et le turboréacteur. On connait un type de joint à grande amplitude de déplacement, décrit et représenté dans le document FR-2920215-A1, qui permet d'assurer 5 une étanchéité efficace. A cet effet, le joint décrit dans le document FR-2920215-A1 comporte un corps de section radiale globalement cylindrique et deux lèvres souples qui s'étendent radialement depuis une génératrice du corps cylindrique. 10 Les lèvres permettent d'étendre l'amplitude du joint sans que le corps de ce dernier soit surdimensionné. Toutefois, ce type de joint d'étanchéité pour nacelle de turboréacteur est généralement réalisé en matière déformable élastiquement, comme du silicone, armé de tissu de verre, pour résister aux contraintes 15 importantes et aux températures élevées auxquelles le joint est soumis. La fabrication d'un tel joint d'étanchéité peut être réalisée au moyen d'un noyau sur lequel des couches de tissus de fibres de verre sont disposées pour obtenir la forme désirée du joint d'étanchéité. Un inconvénient de ce type de joint est la difficulté de fabrication 20 des deux lèvres saillantes radialement selon la méthode décrite ci-dessus. En effet, les lèvres sont drapées en même temps que la partie tubulaire du joint. Toutefois, les opérations de drapage de ces lèvres sont complexes à mettre en oeuvre, et entraînent fréquemment des imperfections de drapage au niveau de l'extrémité des lèvres, ou encore une mauvaise tenue du 25 joint au feu. La présente invention a pour but de remédier à tout ou partie des inconvénients évoqués précédemment. Un but de la présente invention est d'améliorer l'étanchéité entre un capot d'une partie arrière d'une nacelle et d'un turboréacteur dans un ensemble 30 propulsif d'aéronef lorsque ceux-ci sont susceptibles de connaître des déplacements relatifs de grandes amplitudes. De plus, l'invention vise à proposer un joint d'étanchéité dont la fabrication présente des difficultés limitées. A cet effet, l'invention propose un joint d'étanchéité conçu pour être 35 interposé entre un capot d'une section arrière d'une nacelle et un turboréacteur d'un ensemble propulsif d'un aéronef, le joint d'étanchéité comportant : - un corps tubulaire qui s'étend axialement et qui délimite une première cavité interne, et - une semelle de fixation qui est solidaire du corps tubulaire, ledit joint d'étanchéité étant remarquable qu'il comporte une excroissance qui 5 s'étend globalement radialement depuis le corps tubulaire et qui forme une première lèvre et une seconde lèvre, l'excroissance délimitant une seconde cavité interne. Une telle conception permet au joint d'étanchéité de former une barrière étanche entre le capot et le turboréacteur en cas de déplacement 10 relatif de grande amplitude de ces deux éléments. L'étanchéité est obtenue par l'écrasement du joint, notamment par l'écrasement des deux lèvres. Avantageusement, la seconde cavité délimitée par l'excroissance permet d'améliorer l'écrasement des deux lèvres qui sont formées par 15 l'excroissance. Selon une autre caractéristique, la seconde cavité interne délimitée par l'excroissance et la première cavité interne délimitée par le corps tubulaire communiquent entre elles pour former un volume unique. Une telle conception permet de réaliser l'excroissance et le corps 20 tubulaire du joint autour d'un noyau au cours d'une unique opération d'enrobage du noyau ou de moulage. Selon une disposition préférée de l'invention, la première lèvre et la seconde lèvre présentent chacune une section sensiblement conique de section radiale décroissante vers l'extérieur du joint d'étanchéité. 25 Cette caractéristique permet de créer une double barrière d'étanchéité. Aussi, le corps tubulaire et l'excroissance sont délimités par une enveloppe qui présente une épaisseur globalement constante, ce qui favorise la réalisation du joint autour d'un noyau. 30 De préférence, le joint d'étanchéité présente un plan de symétrie de conception générale, la première lèvre et la seconde lèvre étant agencées symétriquement de part et d'autre dudit plan de symétrie. En outre, l'excroissance est diamétralement opposée à la semelle. Selon un exemple de réalisation préféré, le corps tubulaire 35 présente une section radiale de forme globalement circulaire.Indeed, this type of omega seal should have a diameter incompatible with the space defined between the hoods and the turbojet engine. A type of joint with a large displacement amplitude, described and shown in document FR-2920215-A1, is known which makes it possible to ensure an effective seal. For this purpose, the seal described in FR-2920215-A1 comprises a generally cylindrical radial section body and two flexible lips which extend radially from a generatrix of the cylindrical body. The lips make it possible to extend the amplitude of the joint without the body of the latter being oversized. However, this type of turbojet nacelle seal is generally made of elastically deformable material, such as silicone, reinforced with glass fabric, to withstand the high stresses and high temperatures to which the seal is subjected. The manufacture of such a seal can be achieved by means of a core on which layers of fiberglass cloth are arranged to obtain the desired shape of the seal. A disadvantage of this type of joint is the difficulty of manufacturing two radially projecting lips according to the method described above. Indeed, the lips are draped at the same time as the tubular portion of the seal. However, the draping operations of these lips are complex to implement, and often result in drapery imperfections at the end of the lips, or poor seal strength fire. The present invention aims to remedy all or part of the disadvantages mentioned above. An object of the present invention is to improve the seal between a hood of a rear part of a nacelle and a turbojet engine in an aircraft propulsion unit when these are likely to know relative displacements of large amplitudes. In addition, the invention aims to provide a seal whose manufacture has limited difficulties. For this purpose, the invention proposes a seal designed to be interposed between a hood of a rear section of a nacelle and a turbojet of a propulsion unit of an aircraft, the seal comprising: a tubular body which extends axially and which delimits a first internal cavity, and a fastening soleplate which is integral with the tubular body, said seal being remarkable that it comprises a protrusion which extends generally radially from the tubular body and which forms a first lip and a second lip, the protuberance defining a second internal cavity. Such a design allows the seal to form a sealed barrier between the hood and the turbojet engine in case of large relative displacement of these two elements. The seal is obtained by crushing the seal, in particular by crushing both lips. Advantageously, the second cavity delimited by the protrusion makes it possible to improve the crushing of the two lips which are formed by the protrusion. According to another characteristic, the second internal cavity delimited by the outgrowth and the first internal cavity delimited by the tubular body communicate with each other to form a single volume. Such a design allows the protrusion and tubular body of the seal to be formed around a core during a single core embedding or molding operation. According to a preferred arrangement of the invention, the first lip and the second lip each have a substantially conical section of radial section decreasing towards the outside of the seal. This characteristic makes it possible to create a double sealing barrier. Also, the tubular body and the protrusion are delimited by an envelope that has a generally constant thickness, which promotes the realization of the seal around a core. Preferably, the seal has a plane of symmetry of general design, the first lip and the second lip being arranged symmetrically on either side of said plane of symmetry. In addition, the protrusion is diametrically opposed to the sole. According to a preferred embodiment, the tubular body 35 has a radial section of generally circular shape.

De même, la semelle présente une section radiale globalement rectiligne. Enfin, le joint d'étanchéité est réalisé en matière déformable élastiquement du type silicone armé de fibres.Similarly, the sole has a generally rectilinear radial section. Finally, the seal is made of elastically deformable material of the silicone type armed with fibers.

La présente invention concerne également un ensemble propulsif pour aéronef comprenant une nacelle entourant un turboréacteur, ladite nacelle comprenant : - une entrée d'air en avant du turboréacteur, - une section médiane entourant une soufflante du turboréacteur, - une section arrière abritant des moyens d'inversion de poussée, comprenant au moins un capot mobile et entourant la chambre de combustion du turboréacteur, ledit ensemble étant remarquable en ce qu'il comprend au moins un joint d'étanchéité selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, interposé entre 15 ledit capot et ledit turboréacteur. D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans 20 lesquels : - la figure 1 est une vue éclatée en perspective, qui illustre un ensemble propulsif d'aéronef comprenant une nacelle et un turboréacteur ; - la figure 2 est une vue partielle en perspective, qui illustre une demi section arrière d'une nacelle, montrant les emplacements des joints selon 25 l'invention ; - la figure 3 est une vue agrandie de détail de la fenêtre III de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue en coupe transversale d'une forme de réalisation d'un joint d'étanchéité selon l'invention ; 30 - la figure 5 est une vue en coupe transversale qui illustre une première variante de réalisation du joint selon l'invention ; - la figure 6 est une vue en coupe transversale qui illustre une seconde variante de réalisation du joint selon l'invention. Dans la description et les revendications, on utilisera à titre non 35 limitatif la terminologie longitudinal, vertical et transversal en référence au trièdre L, V, T indiqué aux figures.The present invention also relates to a propulsion unit for an aircraft comprising a nacelle surrounding a turbojet, said nacelle comprising: - an air inlet in front of the turbojet engine, - a central section surrounding a fan of the turbojet engine, - a rear section housing means of thrust reverser, comprising at least one movable cover and surrounding the combustion chamber of the turbojet, said assembly being remarkable in that it comprises at least one seal according to any one of claims 1 to 9, interposed between Said hood and said turbojet engine. Other features, objects and advantages of the invention will appear on reading the detailed description which follows for the understanding of which reference will be made to the appended drawings in which: FIG. 1 is an exploded perspective view, which illustrates an aircraft propulsion unit comprising a nacelle and a turbojet engine; FIG. 2 is a partial perspective view, which illustrates a rear half section of a nacelle, showing the locations of the joints according to the invention; FIG. 3 is an enlarged view of detail of the window III of FIG. 2; FIG. 4 is a cross-sectional view of an embodiment of a seal according to the invention; Figure 5 is a cross-sectional view illustrating a first alternative embodiment of the seal according to the invention; - Figure 6 is a cross-sectional view which illustrates a second embodiment of the seal according to the invention. In the description and the claims, the longitudinal, vertical and transverse terminology will be used in a nonlimiting manner with reference to the L, V, T trihedron indicated in the figures.

A noter que dans la présente demande de brevet, les termes « axial » et «radial » doivent s'entendre par rapport à l'axe A longitudinal du joint d'étanchéité représenté aux figures 4 à 6. Pour les différentes variantes de réalisation, les mêmes références 5 pourront être utilisées pour des éléments identiques ou assurant la même fonction, par souci de simplification de la description. On a représenté à la figure 1 un ensemble propulsif 10 d'aéronef comprenant une nacelle 12 et un turboréacteur 14. La nacelle 12 comporte d'amont en aval selon le sens 10 d'écoulement de l'air, une entrée d'air 16 agencée en avant du turboréacteur 14, une section médiane 18 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur 14, une section arrière 20 conçue pour entourer la chambre de combustion du turboréacteur 14 et une tuyère d'éjection 22 dont la sortie est agencée en aval du turboréacteur 14. 15 La section arrière 20 de la nacelle 12 comporte deux capots 24 mobiles qui sont équipés chacun d'un joint d'étanchéité 26 selon l'invention. Comme on peut le voir à la figure 4, le joint d'étanchéité 26 comporte un corps tubulaire 28 qui s'étend axialement suivant un axe A longitudinal et qui délimite une première cavité 30 interne. 20 Le joint d'étanchéité 26 présente un plan P de symétrie de conception générale qui s'étend verticalement, en référence à la figure 4. Le corps tubulaire 28 présente une section radiale de forme globalement circulaire au repos, le corps tubulaire 28 étant conçu pour se déformer par écrasement en adoptant une section radiale sensiblement ovoïde. 25 De plus, le joint d'étanchéité 26 est équipé d'une semelle 32 de fixation transversale qui est solidaire du corps tubulaire 28 et qui présente une section radiale globalement rectiligne. La semelle 32 est destinée à être fixée, par collage par exemple, sur une surface d'appui 44 de chaque capot arrière 24 de la section arrière 20 30 de la nacelle 12. Aussi, le joint d'étanchéité 26 comporte une excroissance 34 qui s'étend globalement radialement depuis le corps tubulaire 28. L'excroissance 34 est diamétralement opposée à la semelle 32, comme représenté sur la figure 4. Il convient toutefois de noter que le joint selon l'invention n'est pas 35 limité à cette réalisation de l'excroissance. A cet effet, l'excroissance 34 peut tout à fait ne pas être diamétralement opposée à la semelle 32.Note that in the present patent application, the terms "axial" and "radial" must be understood with respect to the longitudinal axis A of the seal shown in Figures 4 to 6. For the various embodiments, the same references 5 may be used for identical elements or ensuring the same function, for the sake of simplification of the description. FIG. 1 shows an aircraft propulsion unit 10 comprising a nacelle 12 and a turbojet engine 14. The nacelle 12 comprises, from upstream to downstream, in the direction of flow of the air, an air inlet 16 arranged in front of the turbojet engine 14, a median section 18 intended to surround a fan of the turbojet engine 14, a rear section 20 designed to surround the combustion chamber of the turbojet engine 14 and an exhaust nozzle 22 whose output is arranged downstream of the turbojet engine 14. The rear section 20 of the nacelle 12 comprises two movable covers 24 which are each equipped with a seal 26 according to the invention. As can be seen in Figure 4, the seal 26 comprises a tubular body 28 which extends axially along a longitudinal axis A and which defines a first internal cavity 30. The seal 26 has a plane P of symmetry of general design which extends vertically, with reference to FIG. 4. The tubular body 28 has a radial section of generally circular shape at rest, the tubular body 28 being designed to deform by crushing by adopting a substantially ovoid radial section. In addition, the seal 26 is provided with a transverse attachment flange 32 which is integral with the tubular body 28 and which has a generally straight radial section. The sole 32 is intended to be fixed, for example by gluing, to a support surface 44 of each rear cover 24 of the rear section 20 of the nacelle 12. Also, the seal 26 comprises an outgrowth 34 which extends generally radially from the tubular body 28. The protrusion 34 is diametrically opposed to the sole 32, as shown in Figure 4. It should be noted however that the seal according to the invention is not limited to this realization of the outgrowth. For this purpose, the protrusion 34 may not be diametrically opposed to sole 32.

L'excroissance 34 forme une première lèvre 36a et une seconde lèvre 36b qui sont agencées symétriquement de part et d'autre du plan P de symétrie. Selon une alternative non représentée sur les figures, les première et seconde lèvres ne sont pas symétriques par rapport au plan P.The protrusion 34 forms a first lip 36a and a second lip 36b which are arranged symmetrically on either side of the plane P of symmetry. According to an alternative not shown in the figures, the first and second lips are not symmetrical with respect to the plane P.

Chaque lèvre 36a, 36b s'étend globalement radialement en saillie par rapport au corps tubulaire 28 de façon à coopérer avec une face d'étanchéité du carter du turbocompresseur 14. La première lèvre 36a et la seconde lèvre 36b présentent chacune une section conique de section radiale décroissante vers l'extérieur du joint 10 d'étanchéité 26. Bien sûr, les première et seconde lèvres 36a et 36b peuvent présenter toute autre forme de section, non exactement conique. Selon un autre aspect, l'excroissance 34 délimite une seconde cavité interne 38. 15 Comme on peut le voir à la figure 4, la seconde cavité interne 38 délimitée par l'excroissance 34 et la première cavité interne 30 délimitée par le corps tubulaire 28 communiquent entre elles pour former un volume unique. De plus, le corps tubulaire 28 et l'excroissance 34 du joint d'étanchéité 26 sont délimités par une enveloppe 40 qui présente une 20 épaisseur globalement constante. Une telle conception permet de fabriquer simultanément les lèvres 36a, 36b et le corps tubulaire 28 du joint d'étanchéité 26 par moulage, par exemple au moyen d'un noyau (non représenté) recouvert par une matière déformable élastiquement. 25 De préférence, la matière utilisée pour réaliser le joint d'étanchéité est du type silicone armé de fibres, comme des fibres de verre ou d'aramide par exemple. Selon une première variante de réalisation de l'invention, représentée à la figure 5, la seconde cavité interne 38 délimitée par 30 l'excroissance 34 et la première cavité interne 30 délimitée par le corps tubulaire 28 sont séparées entre elles par une membrane 42. Selon une seconde variante de réalisation de l'invention, représentée à la figure 6, le corps tubulaire 28 présente une section radiale de forme globalement complexe du type en accordéon, comportant deux angles 35 vifs 43 sortants agencés de part et d'autre du plan P de symétrie.Each lip 36a, 36b extends generally radially protruding from the tubular body 28 so as to cooperate with a sealing face of the casing of the turbocharger 14. The first lip 36a and the second lip 36b each have a conical section section The first and second lips 36a and 36b, of course, may have any other sectional shape, not exactly conical. In another aspect, the protrusion 34 delimits a second internal cavity 38. As can be seen in FIG. 4, the second internal cavity 38 delimited by the protrusion 34 and the first internal cavity 30 delimited by the tubular body 28 communicate with each other to form a single volume. In addition, the tubular body 28 and the protrusion 34 of the seal 26 are delimited by an envelope 40 which has a generally constant thickness. Such a design makes it possible to simultaneously manufacture the lips 36a, 36b and the tubular body 28 of the seal 26 by molding, for example by means of a core (not shown) covered by an elastically deformable material. Preferably, the material used to make the seal is of the fiber-reinforced silicone type, such as glass or aramid fibers, for example. According to a first variant embodiment of the invention, represented in FIG. 5, the second internal cavity 38 delimited by the protrusion 34 and the first internal cavity 30 delimited by the tubular body 28 are separated from each other by a membrane 42. According to a second variant embodiment of the invention, represented in FIG. 6, the tubular body 28 has a radial section of generally complex accordion-type shape, comprising two outgoing sharp angles 43 arranged on either side of the plane. P of symmetry.

A titre non limitatif, le corps tubulaire 28 selon la seconde variante de réalisation de l'invention peut former une succession d'angles vifs 43 pour former un corps en accordéon. En référence à la figure 2, le joint d'étanchéité 26 est prévu pour 5 être rapporté et collé sur une surface d'appui 44 de chaque capot arrière 24 de la section arrière 20 de la nacelle 12. En fonctionnement, le joint d'étanchéité 26 qui est embarqué sur chacun des capots 24, vient en contact du turboréacteur 14 et, plus spécialement, vient en contact d'un carter qui entoure le compresseur du 10 turboréacteur 14. Le joint d'étanchéité 26 est alors écrasé entre le capot 24 sur lequel il est embarqué et le carter du turboréacteur 14. Lors du fonctionnement du turboréacteur 14, chacun des deux capots 24 peut connaître des mouvements d'amplitude importante dans une 15 direction radiale mais également dans une direction axiale par rapport au turboréacteur 14. A titre indicatif, on peut constater des déplacements entre un capot 24 et le turboréacteur 14 dont l'amplitude peut être de l'ordre de 20 millimètres. Le joint d'étanchéité 26 selon l'invention permet donc de conserver 20 en toute circonstance un contact et donc de créer une barrière étanche entre le carter du turboréacteur 14 et le capot 24 associé et ce même lorsque l'amplitude radiale est maximale. Le joint d'étanchéité 26 selon l'invention offre une importante capacité d'écrasement qui se traduit, dans un premier temps, par une flexion 25 radiale des deux lèvres 36a, 36b ; dans un second temps, lorsque l'amplitude radiale s'accroît suite au mouvement du capot 24 par rapport au turboréacteur 14, le corps 28 du joint d'étanchéité 26 est susceptible de s'écraser. En cas de mouvement relatif d'un capot 24 de la nacelle 12 par rapport au turboréacteur 14 dans une direction axiale, le joint d'étanchéité 26 30 maintient l'étanchéité grâce à ses deux lèvres 36a, 36b qui sont susceptibles de suivre les mouvements du capot 24 associé. L'invention fournit ainsi un joint d'étanchéité 26 qui permet de maintenir une barrière étanche entre deux éléments qui sont susceptibles de connaître des déplacements relatifs de grande amplitude, l'enveloppe de ce 35 joint d'étanchéité 26, c'est à dire le volume à l'intérieur duquel le joint d'étanchéité 26 est susceptible d'évoluer, reste cependant limitée.Non-limitingly, the tubular body 28 according to the second embodiment of the invention can form a succession of sharp angles 43 to form an accordion body. With reference to FIG. 2, the seal 26 is intended to be attached and adhered to a bearing surface 44 of each rear cover 24 of the rear section 20 of the platform 12. In operation, the seal sealing 26 which is embedded on each of the covers 24, comes into contact with the turbojet engine 14 and, more specifically, comes into contact with a housing which surrounds the compressor of the turbojet engine 14. The gasket 26 is then crushed between the hood 24 during which it is embarked and the casing of the turbojet engine 14. During operation of the turbojet engine 14, each of the two hoods 24 can experience large amplitude movements in a radial direction but also in an axial direction with respect to the turbojet engine 14. As an indication, we can see displacements between a cover 24 and the turbojet engine 14 whose amplitude can be of the order of 20 millimeters. The seal 26 according to the invention thus makes it possible to keep 20 in all circumstances a contact and thus to create a tight barrier between the casing of the turbojet engine 14 and the associated hood 24, even when the radial amplitude is maximum. The seal 26 according to the invention offers a high crushing capacity which is reflected, at first, by a radial bending of the two lips 36a, 36b; in a second step, when the radial amplitude increases as a result of the movement of the cover 24 relative to the turbojet engine 14, the body 28 of the seal 26 is liable to collapse. In case of relative movement of a cover 24 of the nacelle 12 relative to the turbojet engine 14 in an axial direction, the seal 26 30 maintains the seal thanks to its two lips 36a, 36b which are capable of following the movements of the associated hood 24. The invention thus provides a seal 26 which makes it possible to maintain a tight barrier between two elements which are capable of experiencing relatively large displacements, the envelope of this seal 26, ie the volume within which the seal 26 is likely to evolve, however remains limited.

Le joint selon l'invention permet ainsi de prévenir un écopage de la veine secondaire vers le turboréacteur 14. La présente description de l'invention est donnée à titre d'exemple non limitatif.The seal according to the invention thus makes it possible to prevent scooping of the secondary vein towards the turbojet engine 14. The present description of the invention is given by way of nonlimiting example.

On comprendra que la forme géométrique du corps tubulaire 28 du joint d'étanchéité 26 n'est pas limitée aux exemples décrits précédemment. De même, la forme géométrique de l'excroissance 34 peut varier, l'excroissance pouvant adopter une section radiale aux contours plus arrondis par exemple.10It will be understood that the geometric shape of the tubular body 28 of the seal 26 is not limited to the examples described above. Similarly, the geometric shape of the protrusion 34 may vary, the protrusion may adopt a radial section with more rounded contours for example.

Claims

REVENDICATIONS1. A seal (26) adapted to be interposed between a hood (24) of a rear section (20) of a nacelle (12) and a turbojet engine (14) of a propulsion unit (10) of a aircraft, the seal (26) comprising: - an axially extending tubular body (28) defining a first internal cavity (30), and - a fastening sole (32) which is integral with the tubular body (28), said seal (26) being characterized in that it comprises a protrusion (34) which extends generally radially from the tubular body (28) and which forms a first lip (36a) and a second lip (36b), the protuberance (34) delimiting a second internal cavity (38). 15

2. Seal (26) according to claim 1, characterized in that the second internal cavity (38) delimited by the protrusion (34) and the first internal cavity (30) delimited by the tubular body (28) communicate between them to form a single volume. 20

3. Seal (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that the first lip (36a) and the second lip (36b) each have a substantially conical section of radial section decreasing outwardly of the seal (26). 25

4. Seal (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that the tubular body (28) and the protrusion (34) are delimited by a casing (40) which has a generally constant thickness. 30

5. Gasket (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that the seal (26) has a plane (P) of symmetry of general design, the first lip (36a) and the second lip (36b) being arranged symmetrically on either side of said plane (P) of symmetry. 35

6. Seal (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that the protrusion (34) is diametrically opposed to the sole (32).

7. Gasket (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that the tubular body (28) has a radial section of generally circular shape.

8. Seal (26) according to any one of the preceding claims, characterized in that it is made of elastically deformable material of the silicone type armed with fibers.

9. Propulsion unit (10) for an aircraft comprising a nacelle (12) surrounding a turbojet engine (14), said nacelle comprising: - an air inlet (16) in front of the turbojet engine, - a median section (18) surrounding a fan of the turbojet engine, a rear section (20) housing thrust reversal means, comprising at least one cover (24) movable and surrounding the combustion chamber of the turbojet, said assembly being characterized in that it comprises at least one seal (26) according to any one of claims 1 to 9, interposed between said cover (24) and said turbojet engine (14).