FR3031360A1 - PROPULSIVE ASSEMBLY FOR AIRCRAFT - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un ensemble propulsif (100) pour aéronef, comprenant une nacelle (101) et un turboréacteur (103) logé à l'intérieur de la nacelle, ladite nacelle comprenant : - une entrée d'air (105) comprenant : ○ une paroi externe (115), ○ une paroi interne (119), radialement à l'intérieur de la paroi externe par rapport à un axe (121) sensiblement longitudinal de la nacelle, ○ une lèvre d'entrée d'air (117) formant bord d'attaque de la nacelle et s'étendant entre les parois externe et interne, - une cloison arrière (125) en aval de l'entrée d'air (105), reliant la paroi externe à la paroi interne, ledit turboréacteur (103) comprenant un carter de soufflante (111), conçu pour entourer des aubes (113) d'une soufflante du turboréacteur, s'étendant dans le prolongement de la paroi interne (119) de l'entrée d'air de la nacelle, L'ensemble propulsif selon l'invention est remarquable en ce que la cloison arrière (125) de la nacelle présente au moins une extension (131) définissant une zone de recouvrement (135) d'au moins une portion de la paroi interne (119) de l'entrée d'air (105) et d'au moins une portion du carter de soufflante (111), lesdites portions de la paroi interne de l'entrée d'air et du carter de soufflante étant reliées à ladite extension (131).The present invention relates to a propulsion assembly (100) for an aircraft, comprising a nacelle (101) and a turbojet engine (103) housed inside the nacelle, said nacelle comprising: - an air inlet (105) comprising: an outer wall (115), ○ an inner wall (119), radially inside the outer wall with respect to a substantially longitudinal axis (121) of the nacelle, ○ an air inlet lip (117) forming a leading edge of the nacelle and extending between the outer and inner walls, - a rear wall (125) downstream of the air inlet (105), connecting the outer wall to the inner wall, said turbojet engine (103) comprising a fan casing (111), designed to surround blades (113) of a fan of the turbojet, extending in the extension of the inner wall (119) of the air inlet of the nacelle The propulsion unit according to the invention is remarkable in that the rear wall (125) of the nacelle presents at least one an extension (131) defining a lap region (135) of at least a portion of the inner wall (119) of the air inlet (105) and at least a portion of the fan casing (111). ), said portions of the inner wall of the air inlet and the fan casing being connected to said extension (131).
Description
La présente invention concerne un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant une nacelle et un turboréacteur. Un aéronef est mû par plusieurs ensembles propulsifs constitués par des turboréacteurs logés chacun dans une nacelle. Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval pouvant abriter un dispositif d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.The present invention relates to a propulsion system for an aircraft, comprising a nacelle and a turbojet engine. An aircraft is moved by several propulsion units consisting of turbojets each housed in a nacelle. A nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section capable of housing a thrust reverser device and intended to surround the combustion chamber of the engine. turbojet, and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
Cette nacelle est par exemple destinée à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire), issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un canal annulaire, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Le dispositif d'inversion de poussée est, lors de l'atterrissage de l'aéronef, destiné à améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur.This nacelle is for example 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, and a cold air flow (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular channel, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle. The two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle. The thrust reversal device is, during landing of the aircraft, intended to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement de l'air dans l'ensemble propulsif en fonctionnement jet direct, l'entrée d'air étant située en amont par rapport à la tuyère d'éjection, située en aval de la nacelle. Parmi les nacelles de l'art antérieur, on connaît celle décrite dans le 25 document US 2011/0197973, dont une coupe longitudinale de l'entrée d'air est représentée à la figure 1. Une telle entrée d'air 1 comprend une paroi externe 3, une paroi interne 5 comprenant des moyens de traitement acoustique 6 et une lèvre d'entrée d'air 7 formant bord d'attaque de la nacelle, s'étendant entre les parois externe 3 et interne 30 5. L'entrée d'air 1 comprend en sa partie aval une cloison arrière 9, reliant la paroi interne 5 à la paroi externe 3. L'entrée d'air 1 est destinée à être rattachée en sa partie aval à un carter de soufflante (non représenté à la figure 1) d'un turboréacteur, conçu pour entourer 35 des aubes d'une soufflante d'un turboréacteur, et s'étendant dans le prolongement de la paroi interne 5 de l'entrée d'air.In the present application, upstream and downstream are defined with respect to the direction of flow of air in the propulsion unit in direct jet operation, the air inlet being situated upstream with respect to the nozzle ejection, located downstream of the nacelle. Among the nacelles of the prior art, it is known that described in US 2011/0197973, a longitudinal section of the air inlet is shown in Figure 1. Such an air inlet 1 comprises a wall 3, an inner wall 5 comprising acoustic processing means 6 and an air inlet lip 7 forming the leading edge of the nacelle, extending between the outer walls 3 and inner 30 5. The inlet air 1 comprises in its downstream part a rear wall 9, connecting the inner wall 5 to the outer wall 3. The air inlet 1 is intended to be attached in its downstream part to a fan casing (not shown in FIG. 1) of a turbojet, designed to surround blades of a fan of a turbojet, and extending in the extension of the inner wall 5 of the air inlet.
Pour réaliser ce rattachement, la cloison arrière 9 présente une extension 11 recouvrant une portion 13 de paroi interne 5 de l'entrée d'air 1, sur laquelle est montée une première bride de liaison 15, sensiblement en forme de « U », rattachée au niveau de sa paroi 17 à une deuxième bride de liaison (non représentée), montée sur le carter de soufflante. L'entrée d'air de la nacelle est fixée en porte-à-faux sur le carter de soufflante, au niveau des brides de liaison. Lorsque l'ensemble propulsif subit une rupture d'aube de soufflante, des débris d'aubes sont projetés en direction du carter de soufflante ou de la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle.To achieve this attachment, the rear wall 9 has an extension 11 covering a portion 13 of the inner wall 5 of the air inlet 1, on which is mounted a first connecting flange 15, substantially U-shaped, attached at its wall 17 to a second connecting flange (not shown), mounted on the fan casing. The air inlet of the nacelle is fixed cantilevered on the fan casing at the connecting flanges. When the propulsion unit undergoes a fan blade rupture, blade debris is projected towards the fan casing or the inner wall of the nacelle air inlet.
La perte de l'aube crée, par déséquilibre des parties tournantes du moteur, un balourd qui se transmet à l'ensemble des parties de l'ensemble propulsif. L'entrée d'air, de par sa position en porte-à-faux par rapport au carter de soufflante est fortement soumise à cet effort de balourd. Cela a pour effet d'entraîner des efforts d'inertie importants de l'entrée d'air vers le carter de soufflante. Ceux-ci sont alors transmis sous forme de flexion aux brides de liaison assurant le rattachement de l'entrée d'air sur le carter de soufflante, entraînant des contraintes importantes au niveau de la paroi interne de l'entrée d'air et au niveau du carter de soufflante, à proximité de la zone d'attache. La présente invention vise à résoudre les inconvénients de l'art antérieur, 20 et se rapporte à cet effet à un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant une nacelle et un turboréacteur logé à l'intérieur de la nacelle, ladite nacelle comprenant : - une entrée d'air comprenant : o une paroi externe, 25 o une paroi interne, radialement à l'intérieur de la paroi externe par rapport à un axe sensiblement longitudinal de la nacelle, o une lèvre d'entrée d'air formant bord d'attaque de la nacelle et s'étendant entre les parois externe et interne, - une cloison arrière en aval de l'entrée d'air, reliant la paroi externe à la 30 paroi interne, ledit turboréacteur comprenant un carter de soufflante, conçu pour entourer des aubes d'une soufflante du turboréacteur, s'étendant dans le prolongement de la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle, ledit ensemble étant remarquable en ce que la cloison arrière de la nacelle présente 35 au moins une extension définissant une zone de recouvrement d'au moins une portion de la paroi interne de l'entrée d'air et d'au moins une portion du carter de soufflante, lesdites portions de la paroi interne de l'entrée d'air et du carter de soufflante étant reliées à ladite extension. Ainsi, en prévoyant une cloison arrière reliant les parois externe et interne de l'entrée d'air, et présentant une extension définissant une zone de recouvrement d'une portion de la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle et d'une portion du carter de soufflante du turboréacteur, et en prévoyant de relier lesdites portions de la paroi interne de l'entrée d'air et du carter de soufflante à ladite extension, l'entrée d'air forme un caisson fermé avec le carter de soufflante, ce qui permet de contribuer au raidissement du carter de soufflante.The loss of dawn creates, by imbalance of the rotating parts of the engine, an imbalance that is transmitted to all parts of the propulsion unit. The air inlet, by its position cantilever relative to the fan casing is highly subject to this unbalance force. This has the effect of causing significant inertia forces from the air inlet to the fan casing. These are then transmitted as bending to the connecting flanges ensuring the attachment of the air inlet on the fan casing, causing significant stresses at the inner wall of the air inlet and at the fan housing, near the attachment area. The present invention aims to solve the disadvantages of the prior art, and relates for this purpose to a propulsion unit for an aircraft, comprising a nacelle and a turbojet engine housed inside the nacelle, said nacelle comprising: - an input air comprising: o an outer wall, 25 o an inner wall, radially inside the outer wall with respect to a substantially longitudinal axis of the nacelle, o an air inlet lip forming a leading edge of the nacelle and extending between the outer and inner walls, - a rear wall downstream of the air inlet, connecting the outer wall to the inner wall, said turbojet comprising a fan casing, designed to surround blades of a fan of the turbojet, extending in the extension of the inner wall of the air inlet of the nacelle, said assembly being remarkable in that the rear wall of the nacelle has at least one extension defined ssant an overlap area of at least a portion of the inner wall of the air inlet and at least a portion of the blower housing, said portions of the inner wall of the air inlet and the housing blower being connected to said extension. Thus, by providing a rear wall connecting the outer and inner walls of the air inlet, and having an extension defining an overlap area of a portion of the inner wall of the air inlet of the nacelle and a portion of the fan casing of the turbojet, and by providing for connecting said portions of the inner wall of the air inlet and the fan casing to said extension, the air inlet forms a closed box with the casing blower, which contributes to the stiffening of the fan casing.
Ainsi, les déformations du carter de soufflante engendrées lors d'une rupture d'aubes de soufflante et lors des efforts de balourd générés par l'entrée d'air en porte-à-faux avec le carter de soufflante sont sensiblement réduits par rapport à l'art antérieur. Les efforts transmis au reste de l'ensemble propulsif, c'est-à-dire au moyeu de la soufflante et aux capots entourant le carter de soufflante s'en trouvent également réduits par rapport à l'art antérieur. Selon des caractéristiques toutes optionnelles de l'ensemble propulsif selon l'invention : - la nacelle comprend un capot de soufflante entourant le carter de soufflante et s'étendant dans le prolongement de la paroi externe de l'entrée d'air, et la cloison arrière présente une extension définissant une zone de recouvrement d'au moins une portion de la paroi externe de l'entrée d'air et d'au moins une portion dudit capot de soufflante, lesdites portions de la paroi externe de l'entrée d'air et du capot de soufflante étant reliées à ladite extension. En prévoyant une extension de la cloison arrière, définissant une zone de recouvrement d'une portion de la paroi externe de l'entrée d'air et d'une portion du capot de soufflante, et en prévoyant de relier lesdites portions de la paroi externe de l'entrée d'air et du capot de soufflante à ladite extension, la paroi externe de l'entrée d'air contribue également à raidir le carter de soufflante, ce qui permet de réduire encore les déformations du carter de soufflante ; - les extensions de la cloison arrière s'étendent sur toute la circonférence de la nacelle ; - les extensions de la cloison arrière sont sensiblement parallèles à la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle ; - la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle est pourvue de moyens de 35 traitement acoustique, et la cloison arrière comprend une paroi annulaire non-parallèle à la paroi interne de l'entrée d'air et l'extension définissant une zone de recouvrement d'au moins une portion de la paroi interne de l'entrée d'air et d'au moins une portion du carter de soufflante s'étend en amont de ladite paroi annulaire. Le fait de prévoir une extension de la cloison arrière vers l'amont de la nacelle permet de contribuer à la rétention des débris d'aubes éjectés par le moteur en cas de perte d'une aube, ce qui permet de déplacer vers l'aval de la nacelle la zone de jonction entre la paroi interne de l'entrée d'air et le carter de soufflante. Ainsi, on peut réduire la longueur du carter de soufflante et augmenter la surface de traitement acoustique de la paroi interne de l'entrée d'air, tout en satisfaisant aux normes aérodynamiques régissant les situations de rupture d'aubes de soufflante. En d'autres termes, la surface de traitement acoustique de la paroi interne de l'entrée d'air commence au plus près des aubes de la soufflante du turboréacteur ; - la cloison arrière comprend une paroi annulaire non-parallèle à la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle et l'extension définissant une zone de recouvrement d'au moins une portion de la paroi externe de l'entrée d'air et d'au moins une portion du capot de soufflante s'étend en aval de ladite paroi annulaire ; - la cloison arrière présente une section longitudinale sensiblement en forme de « S aplati » ; - la cloison arrière est en forme d'omega et possède une seconde extension (131b) et une seconde interface avec le carter de soufflante (111) ; - la cloison arrière est reliée : o à l'entrée d'air de la nacelle et o au carter de soufflante, ou au carter de soufflante et au capot de soufflante, par l'intermédiaire de moyens de liaison ponctuels répartis de manière discrète sur la circonférence de la nacelle ; - la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle présente en sa partie aval un bord de recouvrement s'étendant sur une portion du carter de soufflante du turboréacteur, ce qui permet au carter de soufflante de reprendre les efforts perpendiculaires à la paroi interne de l'entrée d'air, et en conséquence de limiter les efforts de traction perpendiculaires dans la paroi interne de l'entrée d'air, efforts qui entraînent dans l'art antérieur une mauvaise tenue du collage des moyens de traitement acoustiques ; - alternativement, la paroi interne de l'entrée d'air de la nacelle présente en sa partie aval un bord échancré et le carter de soufflante du turboréacteur 35 présente en sa partie amont une extension pénétrant au moins partiellement ledit bord échancré, ce qui facilite la transmission des efforts radiaux depuis la paroi interne de l'entrée vers le carter de soufflante. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen des figures ci-5 annexées dans lesquelles : - la figure 1 illustre une entrée d'air de l'art antérieur ; - la figure 2 est une vue en coupe longitudinale d'un ensemble propulsif réalisé selon un premier mode de réalisation de l'invention, centrée sur l'entrée d'air de la nacelle et sur la section médiane de la nacelle ; 10 - la figure 3 est une vue de détail de la figure 2, illustrant la jonction entre l'entrée d'air de la nacelle et le carter de soufflante du turboréacteur ; - la figure 4 est une vue similaire à celle de la figure 3, l'ensemble propulsif étant réalisé conformément à un deuxième mode de réalisation de l'invention ; 15 - la figure 5 est une vue similaire à celle de la figure 3, l'ensemble propulsif étant réalisé conformément à un troisième mode de réalisation de l'invention ; - la figure 6 est une vue similaire à celle de la figure 2, l'ensemble propulsif étant réalisé selon un autre mode de réalisation de l'invention. 20 Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues. On se réfère à la figure 2, illustrant un ensemble propulsif 100 pour aéronef, réalisé selon un premier mode de réalisation de l'invention. L'ensemble propulsif 100 comprend une nacelle 101 dans laquelle est 25 logé un turboréacteur 103. Parmi les éléments constituant le turboréacteur 103, seuls le carter de soufflante 111 et une aube 113 d'une soufflante du turboréacteur sont représentés à la figure 2. La nacelle 101 présente une structure tubulaire comprenant une entrée d'air 105, une section médiane 107 entourant une soufflante du turboréacteur, une 30 section aval 109 pouvant abriter un dispositif d'inversion de poussée et entourant le générateur de gaz du turboréacteur, et une tuyère d'éjection (non visible sur la figure 2), dont la sortie est située en aval du turboréacteur. L'entrée d'air 105 de la nacelle 101 comprend une paroi externe 115 pouvant être réalisée en matériau composite ou en métal, en contact avec un flux 35 d'air extérieur s'écoulant autour de la nacelle.Thus, the deformations of the fan casing generated during a rupture of the fan blades and during the unbalance forces generated by the air intake cantilevered with the fan casing are substantially reduced compared to the prior art. The forces transmitted to the rest of the propulsion unit, that is to say, the hub of the fan and the hoods surrounding the fan casing are also reduced compared to the prior art. According to all the optional features of the propulsion unit according to the invention: the nacelle comprises a fan cowl surrounding the fan casing and extending in the extension of the external wall of the air inlet, and the partition rear has an extension defining an overlap zone of at least a portion of the outer wall of the air inlet and at least a portion of said fan cowl, said portions of the outer wall of the inlet of air and blower hood being connected to said extension. By providing an extension of the rear wall, defining an overlap area of a portion of the outer wall of the air inlet and a portion of the blower hood, and providing for connecting said portions of the outer wall from the air inlet and the blower cover to said extension, the outer wall of the air inlet also contributes to stiffening the blower housing, which further reduces the deformations of the blower housing; - the extensions of the rear wall extend over the entire circumference of the nacelle; - The extensions of the rear wall are substantially parallel to the inner wall of the air inlet of the nacelle; the inner wall of the inlet of the nacelle is provided with acoustic processing means, and the rear partition comprises an annular wall non-parallel to the inner wall of the air inlet and the extension defining an overlap area of at least a portion of the inner wall of the air inlet and at least a portion of the fan casing extends upstream of said annular wall. The fact of providing an extension of the rear wall upstream of the nacelle can contribute to the retention of blade debris ejected by the engine in case of loss of a blade, which allows to move downstream the nacelle the junction zone between the inner wall of the air inlet and the fan casing. Thus, the length of the fan casing can be reduced and the acoustic treatment surface of the inner wall of the air inlet can be increased while satisfying the aerodynamic standards governing fan blade rupture situations. In other words, the acoustic treatment surface of the inner wall of the air inlet starts as close as possible to the vanes of the fan of the turbojet engine; the rear partition comprises an annular wall that is not parallel to the inside wall of the air intake of the nacelle, and the extension defining an overlap zone of at least a portion of the external wall of the inlet of air and at least a portion of the fan cowl extends downstream of said annular wall; - The rear wall has a longitudinal section substantially shaped "S flattened"; the rear partition is in the form of an omega and has a second extension (131b) and a second interface with the fan casing (111); the rear wall is connected to: o the air intake of the nacelle and o the fan casing, or the fan casing and the fan casing, via discrete point-to-point connection means. the circumference of the nacelle; the inside wall of the air intake of the nacelle has in its downstream part an overlapping edge extending over a portion of the fan casing of the turbojet, which allows the fan casing to take up the forces perpendicular to the internal wall of the air inlet, and consequently to limit the perpendicular tensile forces in the inner wall of the air inlet, efforts which cause in the prior art poor performance of the bonding of the acoustic processing means ; alternatively, the inner wall of the air intake of the nacelle has in its downstream part a notched edge and the fan casing of the turbojet engine has at its upstream part an extension penetrating at least partially said notched edge, which facilitates the transmission of the radial forces from the inner wall of the inlet to the fan casing. Other features, objects and advantages of the present invention will appear on reading the following description and on examining the appended figures in which: FIG. 1 illustrates an air intake of the art previous; - Figure 2 is a longitudinal sectional view of a propulsion assembly made according to a first embodiment of the invention, centered on the air inlet of the nacelle and on the middle section of the nacelle; FIG. 3 is a detailed view of FIG. 2, illustrating the junction between the air inlet of the nacelle and the fan casing of the turbojet engine; FIG. 4 is a view similar to that of FIG. 3, the propulsion unit being produced in accordance with a second embodiment of the invention; FIG. 5 is a view similar to that of FIG. 3, the propulsion unit being made according to a third embodiment of the invention; - Figure 6 is a view similar to that of Figure 2, the propulsion unit being made according to another embodiment of the invention. Throughout the figures, identical or similar references represent identical or similar members or sets of members. Referring to Figure 2, illustrating a propulsion assembly 100 for aircraft, made according to a first embodiment of the invention. The propulsion unit 100 comprises a nacelle 101 in which a turbojet engine 103 is housed. Of the elements constituting the turbojet engine 103, only the fan casing 111 and a blade 113 of a fan of the turbojet engine are represented in FIG. Boat nacelle 101 has a tubular structure comprising an air inlet 105, a median section 107 surrounding a fan of the turbojet, a downstream section 109 capable of housing a thrust reverser device and surrounding the gas generator of the turbojet, and a nozzle ejection (not visible in Figure 2), the output is located downstream of the turbojet. The air inlet 105 of the nacelle 101 comprises an outer wall 115 which may be made of composite material or metal, in contact with a flow of outside air flowing around the nacelle.
La paroi externe 115 de l'entrée d'air 105 est reliée en sa partie amont à une lèvre d'entrée d'air 117 formant bord d'attaque de la nacelle, et est prolongée en sa partie aval par un capot 118 de soufflante, entourant le carter de soufflante 111. La lèvre d'entrée d'air 117 s'étend depuis la paroi externe 115 de l'entrée d'air jusqu'à une paroi interne 119 de l'entrée d'air 105, située radialement à l'intérieur de la paroi externe 115 par rapport à un axe 121 sensiblement longitudinal de la nacelle. La paroi interne 119 est pourvue, de préférence mais non limitativement, des moyens de traitement acoustique, moyens par exemple constitués par un 10 panneau acoustique 123 connu de l'art antérieur, du type comprenant une structure en nids d'abeilles, prise en sandwich entre une peau acoustique et une peau pleine. Dans le prolongement de la paroi interne 119 de l'entrée d'air 105 s'étend le carter de soufflante 111, entourant les aubes de la soufflante du turboréacteur. 15 La nacelle 101 comprend une cloison arrière 125 en aval de l'entrée d'air 105, reliant la paroi externe 115 à la paroi interne 119. La cloison arrière 125 présente une section longitudinale sensiblement en forme générale de « S aplati », défini par une paroi annulaire 127 aux extrémités 129, 130 de laquelle sont respectivement agencées deux extensions 131, 133. 20 La paroi annulaire 127 est de préférence non-parallèle à la paroi interne 119 de l'entrée d'air 105. Plus précisément, la paroi annulaire 127 s'étend de manière préférée depuis la paroi externe 115 vers la paroi interne 119 de l'entrée d'air, depuis l'aval vers l'amont de la nacelle. L'extension 131 de la cloison arrière 125 s'étend en amont de la paroi 25 annulaire 127, c'est-à-dire vers l'amont de la nacelle, et définit une zone de recouvrement 135 d'une portion de la paroi interne 119 et d'une portion du carter de soufflante 111. L'extension 133 de la cloison arrière 125 s'étend quant à elle en aval de la paroi annulaire 127, c'est-à-dire vers l'aval de la nacelle, et définit une zone de 30 recouvrement 137 d'une portion de la paroi externe 115 et d'une portion du capot 109 de soufflante. Les extensions 131, 133 de la cloison arrière 125 sont orientées de façon sensiblement parallèle aux parois interne 119 et externe 115 de la nacelle, et s'étendent de manière préférée sur toute la circonférence de la nacelle.The outer wall 115 of the air intake 105 is connected in its upstream portion to an air inlet lip 117 forming the leading edge of the nacelle, and is extended in its downstream portion by a fan cover 118 surrounding the fan casing 111. The air inlet lip 117 extends from the outer wall 115 of the air inlet to an inner wall 119 of the radially located air inlet 105 inside the outer wall 115 relative to a substantially longitudinal axis 121 of the nacelle. The inner wall 119 is provided, preferably but not exclusively, acoustic processing means, means for example constituted by an acoustic panel 123 known from the prior art, of the type comprising a honeycomb structure, sandwiched between an acoustic skin and a full skin. In the extension of the inner wall 119 of the air inlet 105 extends the fan casing 111, surrounding the blades of the fan of the turbojet engine. The nacelle 101 comprises a rear wall 125 downstream of the air inlet 105, connecting the outer wall 115 to the inner wall 119. The rear wall 125 has a longitudinal section substantially in the general shape of a "flat S", defined by an annular wall 127 at the ends 129, 130 of which are respectively arranged two extensions 131, 133. The annular wall 127 is preferably non-parallel to the inner wall 119 of the air inlet 105. More specifically, the Annular wall 127 preferably extends from the outer wall 115 to the inner wall 119 of the air inlet, from the downstream upstream of the nacelle. The extension 131 of the rear wall 125 extends upstream of the annular wall 127, that is to say towards the upstream side of the nacelle, and defines a zone of overlap 135 of a portion of the wall. internal 119 and a portion of the fan casing 111. The extension 133 of the rear wall 125 extends downstream of the annular wall 127, that is to say downstream of the nacelle and defines a cover region 137 of a portion of the outer wall 115 and a portion of the fan cover 109. The extensions 131, 133 of the rear wall 125 are oriented substantially parallel to the inner 119 and outer 115 walls of the nacelle, and preferably extend over the entire circumference of the nacelle.
Les portions de la paroi interne 119 de l'entrée d'air 105 et du carter de soufflante 111 qui sont recouvertes par la zone de recouvrement 135 sont reliées à l'extension 131 par l'intermédiaire de moyens de liaison ponctuels. De la même manière, les portions de la paroi externe 115 de l'entrée 5 d'air 105 et du capot 109 de soufflante qui sont recouvertes par la zone de recouvrement 137 sont reliées à l'extension 133 par l'intermédiaire de moyens de liaison ponctuels. Les moyens de liaison ponctuels sont de préférence répartis de manière discrète sur la circonférence de la nacelle.The portions of the inner wall 119 of the air inlet 105 and the fan casing 111 which are covered by the overlap zone 135 are connected to the extension 131 via point connection means. In the same way, the portions of the outer wall 115 of the air inlet 105 and the fan cover 109 which are covered by the overlap zone 137 are connected to the extension 133 by means of point links. The point linkage means are preferably discretely distributed on the circumference of the nacelle.
10 Les moyens de liaison ponctuels sont par exemple constitués par un ensemble de boulons et d'inserts filetés, comme représenté à la figure 3 représentant en vue de détail la jonction entre la paroi interne 119 de l'entrée d'air et le carter de soufflante 111. L'extension 131 est fixée sur la paroi interne 119 de l'entrée d'air par 15 l'intermédiaire d'une plaque de liaison 139 qui s'interpose entre l'extension 131 et la portion de la paroi interne 119 de l'entrée d'air recouverte par la zone de recouvrement 135. La plaque de liaison 141 est fixée sur la paroi interne 119 de l'entrée d'air, par exemple grâce à des boulons 141 aveugles, ce qui permet de limiter la perte de surface acoustique efficace de la paroi interne de l'entrée d'air. Le 20 maintien de l'extension 131 sur la plaque de liaison 139 est par exemple assuré par l'intermédiaire de boulons 143. L'extension 131 est en outre directement fixée sur le carter de soufflante 111, par exemple grâce à des inserts filetés 145 ou des fixations traversantes. Comme visible à la figure 3, la partie aval 147 de la paroi interne 119 de 25 l'entrée d'air 105 se trouve sensiblement en contact bord à bord avec la partie amont 149 du carter de soufflante 111. Selon un deuxième mode de réalisation représenté à la figure 4, la paroi interne 119 de l'entrée d'air 105 présente en sa partie aval 147 un bord de recouvrement 151 s'étendant sur une portion de la partie amont 149 du carter de 30 soufflante du turboréacteur. Plus précisément, le bord de recouvrement 151 est réalisé sur une peau interne 153 de la paroi interne 119, peau venant au contact d'un flux d'air circulant à l'intérieur de la nacelle, et recouvre une extension 155 du carter de soufflante 111, extension définie dans la paroi du carter de soufflante au contact du flux d'air traversant la nacelle. Le bord de recouvrement 151 et l'extension 155 35 s'étendent de préférence sur toute la circonférence de la nacelle. Cette disposition est avantageuse en ce qu'elle permet au carter de soufflante 111 de reprendre les efforts perpendiculaires à la paroi interne 119 de l'entrée d'air. Selon un troisième mode de réalisation illustré à la figure 5, la paroi interne 119 de l'entrée d'air 105 présente en sa partie aval 147 un bord échancré 157 et le carter de soufflante 111 du turboréacteur présente en sa partie amont 149 une extension 159 pénétrant en partie ou totalement le bord échancré 157. Le bord échancré 157 et l'extension 159 du carter de soufflante s'étendent de préférence sur toute la circonférence de la nacelle. Ce mode de réalisation est avantageux en ce qu'il facilite la transmission 10 des efforts radiaux depuis la paroi interne de l'entrée d'air vers le carter de soufflante. Dans un troisième mode de réalisation illustré à la figure 6, la cloison arrière 125 a la forme d'un omega et possède une seconde extension 131b et une seconde interface avec le carter de soufflante. Cette configuration permet d'améliorer 15 le transfert des efforts venant de la paroi externe 115 vers le carter de soufflante. Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cet ensemble propulsif, décrites ci-dessus uniquement à titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons 20 si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.The point connection means are for example constituted by a set of bolts and threaded inserts, as represented in FIG. 3, representing in detail the junction between the inner wall 119 of the air inlet and the housing of 111. The extension 131 is fixed on the inner wall 119 of the air inlet via a connecting plate 139 which interposes between the extension 131 and the portion of the inner wall 119 the air inlet covered by the overlap area 135. The connecting plate 141 is fixed to the inner wall 119 of the air inlet, for example by means of bolts 141 which are blind, which makes it possible to limit the effective acoustic surface loss of the inner wall of the air inlet. The holding of the extension 131 on the connecting plate 139 is for example ensured by means of bolts 143. The extension 131 is also directly attached to the fan casing 111, for example by means of threaded inserts 145. or through fasteners. As seen in FIG. 3, the downstream portion 147 of the inner wall 119 of the air inlet 105 is substantially in edge-to-edge contact with the upstream portion 149 of the fan casing 111. According to a second embodiment shown in Figure 4, the inner wall 119 of the air inlet 105 has in its downstream portion 147 a cover edge 151 extending over a portion of the upstream portion 149 of the blower housing of the turbojet engine. More specifically, the overlap edge 151 is formed on an inner skin 153 of the inner wall 119, which skin comes into contact with a flow of air flowing inside the nacelle, and covers an extension 155 of the fan casing 111, extension defined in the wall of the fan casing in contact with the air flow passing through the nacelle. The overlap edge 151 and the extension 155 preferably extend over the entire circumference of the nacelle. This arrangement is advantageous in that it allows the fan casing 111 to resume the forces perpendicular to the inner wall 119 of the air inlet. According to a third embodiment illustrated in FIG. 5, the inner wall 119 of the air inlet 105 has in its downstream portion 147 a notched edge 157 and the fan casing 111 of the turbojet engine has in its upstream portion 149 an extension 159 penetrating partially or completely the notched edge 157. The indented edge 157 and the extension 159 of the fan casing preferably extend over the entire circumference of the nacelle. This embodiment is advantageous in that it facilitates the transmission of radial forces from the inner wall of the air inlet to the fan casing. In a third embodiment illustrated in FIG. 6, the rear wall 125 has the shape of an omega and has a second extension 131b and a second interface with the fan casing. This configuration makes it possible to improve the transfer of the forces coming from the outer wall 115 towards the fan casing. It goes without saying that the present invention is not limited to the embodiments of this propulsion unit, described above solely as illustrative examples, but it encompasses all the variants involving the technical equivalents of the means. described and their combinations if these fall within the scope of the invention.
Claims (11)
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| FR1550122A FR3031360B1 (en) | 2015-01-07 | 2015-01-07 | PROPULSIVE ASSEMBLY FOR AIRCRAFT |
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| FR1550122A FR3031360B1 (en) | 2015-01-07 | 2015-01-07 | PROPULSIVE ASSEMBLY FOR AIRCRAFT |
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| FR3031360B1 FR3031360B1 (en) | 2017-07-14 |
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ID=52779860
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3055922A1 (en) * | 2016-09-13 | 2018-03-16 | Airbus Operations | AIRCRAFT PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A CONNECTION BETWEEN AN AIR INLET AND A MOTORIZATION |
| CN109941446A (en) * | 2017-12-21 | 2019-06-28 | 空中客车运营简化股份公司 | The front of propulsion device gondola including inclined reinforced frame |
Citations (2)
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-
2015
- 2015-01-07 FR FR1550122A patent/FR3031360B1/en active Active
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| FR3031360B1 (en) | 2017-07-14 |
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