FR3013679A1 - Carenage aerodynamique divise en sous-parties - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un carénage aérodynamique comprenant au moins un sous-ensemble (30a à 30g), chaque sous-ensemble ayant un cadre (32) orientée transversalement à l'axe longitudinal (X) du carénage et une portion de plancher pourvue d'une face interne (71), par laquelle la portion de plancher est fixée au cadre. Le carénage comporte en outre des panneaux latéraux (44) fixés aux cadre et s'étendant chacun sensiblement selon l'axe longitudinal (X) du carénage (30) de part et d'autre d'un plan de symétrie (P) du carénage. Selon l'invention, les portions de plancher (34) des sous-ensembles ne sont pas reliées mécaniquement l'une à l'autre via des liaisons rigides. Ainsi, la division du plancher (31) en portion distinctes (34) permet de réduire les contraintes thermomécaniques longitudinales exercées par la dilatation du plancher (31) sous l'effet du flux chaud primaire du turboréacteur.
Description
CARENAGE AERODYNAMIQUE DIVISE EN SOUS-PARTIES La présente invention concerne un carénage aérodynamique de la partie arrière d'un mât d'aéronef, également désignée en anglais par les termes « aft pylon fairing » ou APF. Un tel carénage aérodynamique est notamment connu du document US 4712750. Dans ce document, le carénage aérodynamique a la forme d'un caisson comprenant deux panneaux latéraux assemblés entre eux par des cadres ou nervures intérieures transversales de rigidification espacées les unes des autres le long de l'axe longitudinal du carénage, ainsi qu'un plancher de protection thermique fixé d'une part aux panneaux latéraux et d'autre part aux nervures intérieures transversales au contact desquelles le plancher se trouve. En position d'utilisation, un tel carénage est soumis à des températures très élevées provenant du groupe motopropulseur de l'aéronef. Ces températures engendrent des déformations par dilatations thermiques du carénage, perturbant ainsi ses qualités aérodynamiques. En particulier, le plancher de protection thermique est soumis à un flux primaire du turbomoteur de température élevée (de l'ordre de 600°C) alors que les panneaux latéraux sont soumis à un flux secondaire du turbomoteur de température relativement faible (de l'ordre de 150°C) par rapport à celle du flux primaire. Ces différences de températures engendrent de fortes contraintes thermomécaniques sur le caisson, qui peuvent à terme le déformer. L'invention a pour but de remédier au moins partiellement à cet inconvénient. L'objet de l'invention est ainsi un carénage aérodynamique d'un mât de turbomoteur, ledit carénage ayant la forme d'un caisson ouvert s'étendant le long d'un l'axe longitudinal et comprenant un premier et un second panneaux latéral sensiblement parallèles à l'axe longitudinal et répartis de part et d'autre d'un plan de symétrie dudit carénage, le carénage aérodynamique comprenant au moins deux sous-ensembles arrangés consécutivement le long de l'axe longitudinal et séparés entre eux d'un interstice, chaque sous-ensemble comprenant un cadre orienté transversalement à l'axe longitudinal et une portion de plancher s'étendant le long de l'axe longitudinal, chaque cadre ayant, en position d'utilisation, un bord supérieur fixé au mât, un bord inférieur fixé à une face interne de la portion de plancher (34) du sous-ensemble, et un premier et un second bord latéral sur lesquels sont respectivement fixés le premier et le second panneau latéral.30 Selon l'invention, deux portions de planchers directement consécutives selon l'axe longitudinal sont espacés d'une distance comprise entre 0.1 mm et 5 cm (ces deux valeurs étant incluses).
Avantageusement, une lamelle est fixée sur la face interne d'une portion de plancher d'un premier sous-ensemble, ladite lamelle recouvrant un interstice entre le premier sous-ensemble et un second sous-ensemble directement consécutif au premier sous-ensemble. Avantageusement, chaque panneau latéral est formé de plusieurs portions de panneaux latéraux rapportées fixement les unes aux autres.
De préférence, au moins une portion de plancher comprend un raidisseur s'étendant transversalement à l'axe longitudinal. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels : - la figure 1 est une vue schématique de côté d'une aile pourvue d'un mât moteur et d'un carénage aérodynamique située en partie arrière du mât moteur venant protéger l'aile des gaz chauds éjectés par le groupe motopropulseur ; - la figure 2 est une vue schématique en perspective du carénage aérodynamique arrière selon un mode de réalisation de l'invention illustré à la figure 1 dans lequel le carénage aérodynamique arrière est formé de pluieurs sous-ensembles ; - la figure 3 est une vue à plus grande échelle d'un sous-ensemble de la figure 2 selon une variante de réalisation de l'invention ; et - la figure 4 est une vue en coupe transversale, selon la ligne IV-IV ; du carénage aérodynamique illustré à la figure 2.
En référence à la figure 1, on a représenté un groupe motopropulseur 1 fixé sous une aile 2 d'un aéronef. Le groupe motopropulseur comporte un mât 4, ainsi qu'un turbomoteur 6, par exemple un turboréacteur, accroché à l'aile 2 via le mât 4. Le mât 4 comporte de manière connue une structure rigide 8, également appelée structure primaire, permettant de supporter, via des moyens connus, le turboréacteur 6.
En outre, le mât 4 comprend des structures secondaires de type carénage. On compte notamment parmi les structures secondaires du mât 4, une structure aérodynamique avant 24, une structure aérodynamique arrière 26, et un carénage aérodynamique arrière 30, également appelé APF ou encore bouclier thermique. 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 le turboréacteur 6, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7. Par convention, on appelle X l'axe longitudinal du carénage aérodynamique arrière 30. D'autre part, on appelle Y l'axe orienté transversalement par rapport au turboréacteur 6 et au carénage aérodynamique arrière, et Z l'axe vertical ou hauteur, ces trois axes X, Y et Z étant orthogonaux entre eux.
Comme illustré à la figure 2, le carénage aérodynamique arrière 30 prend la forme générale d'un caisson, par exemple ouvert vers le haut, comprenant en particulier un plancher 31 s'étendant le long de l'axe longitudinal X et deux panneaux latéraux espacés et parallèles entre eux formant les deux côtés latéraux (selon l'axe longitudinal X) du caisson. Selon l'invention, le carénage aérodynamique arrière 30 est formé par au moins deux sous- ensembles consécutifs selon la direction longitudinal X. Dans l'exemple illustré à la figure 2, le carénage aérodynamique arrière comprend sept sous-ensembles 30a à 30g. Chaque sous-ensemble comprend une portion de plancher 34 et un cadre 32. Il y a autant de sous-ensembles distincts que nécessaire afin de former le carénage aérodynamique arrière 30 selon des dimensions souhaitées, les différentes portions de plancher 34 se succédant selon l'axe X forment le plancher 31 du caisson. Selon l'invention, deux sous-ensembles consécutifs sont séparés l'un de l'autre de sorte d'un interstice 35 (représenté par des traits épais sur les figures 2 et 3 pour plus de visibilité, entre deux portions de plancher 34 directement consécutives selon l'axe longitudinal X) ayant une dimension selon l'axe X comprise entre 0.1 mm et 5 cm (ces deux valeurs étant incluses).
On notera que tel qu'illustré à la figure 2, le carénage aérodynamique arrière 30 n'est pas plan dans le plan XZ, et présente sensiblement une forme de flèche (dont la pointe est orientée vers l'arrière) dans le plan XY. En effet, le caisson est conformé de sorte que le carénage aérodynamique arrière 30 prenne la forme du mât 4 sur lequel il est fixé. Le carénage aérodynamique arrière 30 est fermée par un cadre à son extrémité avant, et, à son extrémité arrière, il est fermé par une portion de plancher 34 inclinée dans le plan YZ. En référence avec la figure 3, chaque portion de plancher 34 est pourvu d'une face interne 71 et d'une face externe 70 opposée à la face interne 71, la face externe étant destinée à être épousée par le flux primaire 36. Afin de résister aux contraintes thermiques, une portion de plancher 34 est de préférence réalisée en Inconel®, ou un alliage de titane. Chaque cadre 32, illustré plus particulièrement aux figures 3 et 4, se présente sous la forme d'un panneau structurel ayant quatre bords et s'étend dans un plan YZ transversal au caisson. Dans l'exemple représenté aux figures jointes à la présente description, le cadre 32 a sensiblement la forme d'un trapèze isocèle dans le plan YZ. Les deux bords latéraux 32b du cadre 32 sont destinés à accueillir chacun un panneau latéral 44 comme cela sera décrit en détails plus loin. Le bord supérieur 32a de certains cadres 32 (dans le cas où seuls certains cadres sont fixés à des structures du mât), ou de tous les cadres 32 (dans le cas où tous les cadres sont fixés à des structures du mât), est quant à lui agencé pour se conformer à une autre structure du mât 4, sur laquelle il est fixé, à savoir, comme dans l'exemple illustré à la figure 1, la structure aérodynamique arrière 26 ou la structure rigide 8. Le bord inférieur 32c du cadre d'un sous-ensemble est fixé à la face interne 71 de la portion de plancher 34 de ce même sous-ensemble, par exemple par éclissage. Le bord inférieur 32c du cadre 32 se conforme à la portion de plancher 34 et a donc, comme illustré à la figure 4 dans une section transversale du carénage aérodynamique arrière 30, une forme courbe s'ouvrant vers l'extérieur par rapport au carénage aérodynamique arrière 30. Afin de résister aux contraintes thermiques, un cadre 32 est de préférence réalisé en Inconel®, ou en un alliage de titane équivalent.
En référence plus particulièrement aux figures 2 et 4, chaque panneau latéral 44 du carénage aérodynamique arrière 30 s'étend sensiblement dans le plan longitudinal XZ et les deux panneaux latéraux 44 sont répartis de part et d'autre d'un plan de symétrie P du caisson. Chaque panneau latéral 44 est monté fixement aux bords latéraux 32b (situés d'un même côté du plan P) des cadres 32 successifs. Les panneaux latéraux 44 sont fixés aux cadres 32 par vissage, éventuellement complété d'un soudage. En utilisation, les panneaux latéraux 44 sont prévus pour être épousés extérieurement par le flux secondaire 38. Les panneaux latéraux 44 sont, par exemple, réalisés en titane et ont une épaisseur de l'ordre de 1 mm à 7 mm. Dans l'exemple représenté à la figure 2, les panneaux latéraux 44 s'étendent, chacun d'une seule pièce de l'avant vers l'arrière du carénage aérodynamique arrière 30. Dans cette configuration, les panneaux 44 permettent de rigidifier le carénage aérodynamique arrière 30 puisqu'ils sont fixés à chacun des cadres 32 du carénage 30. Selon l'invention, les portions de plancher 34 des sous-ensembles 30a à 30g, ne sont pas reliées mécaniquement directement l'une à l'autre via des liaisons rigides. Lorsque le turboréacteur 6 fonctionne, le carénage aérodynamique arrière 30 assure la formation d'une barrière thermique servant à protéger la structure rigide 8, la structure aérodynamique 26 et l'aile 2 de l'aéronef de la chaleur dégagée par le flux primaire 36, et assure la formation d'une continuité thermique entre la sortie du turboréacteur 6 et le mât 4.
Selon l'invention, la division du plancher 31 en portion distinctes 34 permet de réduire les contraintes thermomécaniques longitudinales exercées par la dilatation du plancher 31 sous l'effet du flux chaud primaire 36 du turboréacteur. En effet, le plancher 31 selon l'invention a une résistance mécanique importante, du fait qu'il existe une coupure mécanique longitudinale entre deux portions de plancher 34 consécutives. Chaque portion de plancher 34 a donc une dilatation thermique qui lui est propre, ce qui contribue à faire davantage diminuer les contraintes thermomécaniques que le carénage aérodynamique arrière 30 subit. Le plancher 31 étant formé par une pluralité de portions 34 suivant sa longueur, les déplacements des portions dues aux effets thermiques sont moindres et engendrent donc des contraintes plus faibles que dans le cas d'un caisson formé d'une seule pièce.
En référence à la figure 3, et dans une première variante du mode de réalisation qui vient d'être décrit, une portion de plancher 34 d'un sous-ensemble 30a à 30g comprend un raidisseur 39 se présentant sous la forme d'un profilé métallique, par exemple en titane, s'étendant transversalement à la portion de plancher 34. Le profilé métallique est fixée, par exemple par vissage, sur la face interne 71 de la portion de plancher 34 au niveau de l'interstice 35 entre deux sous-ensembles. On notera que sur la figure 3, le cadre 32 d'une portion de plancher est fixé à l'avant de la portion de plancher 34 tandis que le raidisseur 39 est située à l'arrière de la portion de plancher 34. Le raidisseur 39 renforce la portion du plancher 34 qui est soumise à des contraintes vibratoires importantes lorsque le turbomoteur 6 fonctionne. Le raidisseur 39 permet également d'augmenter la rigidité de la portion de plancher 34 afin de mieux supporter les contraintes mécaniques. Un raidisseur 39 apporte également une stabilité en vibratoire à la portion de plancher 34 sur laquelle il est fixé. Un raidisseur 39 n'étant lié qu'à une portion de plancher 34, i I suit la dilatation de cette dernière sans entraîner de contraintes thermomécaniques supplémentaire sur le carénage aérodynamique arrière 30.
De préférence, le raidisseur 39 s'étend sur toute la largeur (c'est-à-dire la dimension dans le plan YZ) d'une portion de plancher 34 et toutes les portions de planchers sont équipées d'un tel raidisseur.
Dans une seconde variante de l'invention, afin d'éviter que le flux primaire 36 de température très élevée ne remonte et se propage dans les interstices 35 entre deux portions de plancher 34 successives selon l'axe longitudinal X, le plancher de protection thermique 31 est rendu étanche, via des lamelles 37 (une lamelle est représentée en figure 3) arrangées de sorte à recouvrir l'interstice 35 entre deux portions de planchers 34 consécutives selon l'axe longitudinal X afin de guider le flux d'air primaire 36 le long de la face externe 70 des portions de plancher 34. La lamelle 37 qui recouvre l'interstice entre deux portions de plancher consécutives 34 est par exemple une bande de métal souple (par exemple en Inconel()) fixée sur la face interne 71, par exemple par vissage ou soudage, à une portion de plancher (la portion située la plus en avant dans l'exemple décrit en figure 3) et qui s'étend jusqu'à l'autre portion de plancher 34 de sorte à recouvrir l'interstice entre les deux portions de plancher 34 consécutives. La lamelle n'étant pas fixée à l'autre portion de plancher 34, la libre dilatation thermique des deux portions de plancher 34 n'est donc pas entravée.
Dans les figures accompagnant la description ci-dessus, chaque cadre 32 a été représenté comme étant un panneau plein. Il va de soi, que sans sortir du cadre de la présente invention, un cadre 32 peut également présenter une forme creuse de sorte à diminuer le poids du caisson aérodynamique arrière 30 équipé de tels cadres.20
Claims (4)
- REVENDICATIONS1. Carénage aérodynamique (30) d'un mât (4) de turbomoteur (6), ledit carénage ayant la forme d'un caisson s'étendant le long d'un l'axe longitudinal (X) et comprenant un premier et un second panneaux latéral (44) sensiblement parallèles à l'axe longitudinal (X) et répartis de part et d'autre d'un plan de symétrie (P) dudit carénage, caractérisé en ce que le carénage aérodynamique (30) comprend au moins deux sous-ensembles (30a-g) arrangés consécutivement le long de l'axe longitudinal (X) et séparés entre eux d'un interstice (35), chaque sous-ensemble comprenant un cadre (32) orienté transversalement à l'axe longitudinal et une portion de plancher (34) s'étendant le long de l'axe longitudinal, chaque cadre (32) ayant, en position d'utilisation, un bord supérieur (32a), un bord inférieur (32c) fixé à une face interne (71) de la portion de plancher (34) du sous-ensemble, et un premier et un second bord latéral (32b) sur lesquels sont respectivement fixés le premier et le second panneau latéral (44).
- 2. Carénage aérodynamique (30) selon la revendication 1, caractérisé en ce que deux portions de planchers directement consécutives selon l'axe longitudinal (X) sont espacés d'une distance comprise entre 0.1 mm et 5 cm.
- 3. Carénage aérodynamique (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce qu'une lamelle (37) est fixée sur la face interne (71) d'une portion de plancher (34) d'un premier sous-ensemble (30a), ladite lamelle recouvrant un interstice (35) entre le premier sous-ensemble (30a) et un second sous-ensemble (30b) directement consécutif au premier sous-ensemble.
- 4. Carénage aérodynamique (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que au moins une portion de plancher (34) comprend un raidisseur (39) s'étendant transversalement à l'axe longitudinal (X).
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Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6419437B2 (ja) * | 2014-02-28 | 2018-11-07 | 三菱航空機株式会社 | 航空機のエンジンパイロンおよび航空機 |
| US10144525B2 (en) * | 2015-09-24 | 2018-12-04 | Embraer S.A. | Aircraft engine pylon to wing mounting assembly |
| US9868539B2 (en) * | 2015-09-24 | 2018-01-16 | Embraer S.A. | Aircraft engine pylon to wing mounting assembly |
| US10899463B2 (en) * | 2017-05-16 | 2021-01-26 | Rohr, Inc. | Segmented pylon for an aircraft propulsion system |
| US10843787B2 (en) * | 2018-03-29 | 2020-11-24 | The Boeing Company | Heat shield assembly and mounting thereof on aircraft |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4712750A (en) * | 1986-05-02 | 1987-12-15 | The Boeing Company | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure |
| FR2960519A1 (fr) * | 2010-05-31 | 2011-12-02 | Airbus Operations Sas | Carenage aerodynamique de mat d'accrochage de moteur d'aeronef comprenant des raidisseurs ameliores |
| EP2597039A1 (fr) * | 2011-11-22 | 2013-05-29 | Airbus Operations (S.A.S) | Carénage aérodynamique arrière de mât de moteur d'aéronef |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2891803B1 (fr) * | 2005-10-07 | 2007-11-30 | Airbus France Sas | Structure rigide pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef, et mat comportant une telle structure |
| FR2913665B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2009-06-05 | Airbus France Sa | Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef |
| FR2921342B1 (fr) * | 2007-09-20 | 2010-03-12 | Airbus France | Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef |
| FR2960522B1 (fr) * | 2010-05-27 | 2012-06-29 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication par formage superplastique et par eclissage d'une nervure pour carenage aerodynamique de mat d'accrochage de moteur d'aeronef |
| FR2988688B1 (fr) * | 2012-03-27 | 2014-05-09 | Airbus Operations Sas | Carenage aerodynamique arriere a tenue en temperature amelioree pour mat d'accrochage d'ensemble propulsif d'aeronef |
-
2013
- 2013-11-25 FR FR1361556A patent/FR3013679B1/fr active Active
-
2014
- 2014-09-30 US US14/501,910 patent/US9469409B2/en active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4712750A (en) * | 1986-05-02 | 1987-12-15 | The Boeing Company | Temperature control device for jet engine nacelle associated structure |
| FR2960519A1 (fr) * | 2010-05-31 | 2011-12-02 | Airbus Operations Sas | Carenage aerodynamique de mat d'accrochage de moteur d'aeronef comprenant des raidisseurs ameliores |
| EP2597039A1 (fr) * | 2011-11-22 | 2013-05-29 | Airbus Operations (S.A.S) | Carénage aérodynamique arrière de mât de moteur d'aéronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3013679B1 (fr) | 2015-11-27 |
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