FR3066788A1 - Moteur pour aeronef comprenant au moins un actionneur de systeme d'inversion de poussee agence dans un cone d'ejection des gaz - Google Patents

Abstract

Pour réduire l'encombrement d'un moteur d'aéronef, l'invention prévoit un ensemble (40) comprenant : - un tronçon de nacelle (50) ; - un cône d'éjection des gaz (52) situé radialement vers l'intérieur par rapport au tronçon de nacelle (50) et formant avec celui-ci un canal annulaire d'éjection des gaz (56) ; - un système d'inversion de poussée comprenant des éléments mobiles (60, 62) de déviation des gaz circulant dans le canal annulaire (56), au moins un actionneur (64), ainsi qu'un dispositif de transmission (66) reliant ledit au moins un actionneur (64) aux éléments mobiles de déviation des gaz (60, 62). De plus, l'actionneur (64) se situe dans le cône d'éjection des gaz.

Description

MOTEUR POUR AERONEF COMPRENANT AU MOINS UN ACTIONNEUR DE SYSTEME

D'INVERSION DE POUSSEE AGENCE DANS UN CONE D'EJECTION DES GAZ

DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention se rapporte au domaine des moteurs d'aéronef, et en particulier aux systèmes d'inversion de poussée équipant ces moteurs.

Elle s'applique préférentiellement, mais non exclusivement, aux moteurs à propulsion par ingestion de la couche limite, destinés à être implantés en partie arrière du fuselage de l'aéronef. De façon connue, la propulsion par ingestion de la couche limite correspond à une ingestion par les moteurs d'un écoulement d'air à faible énergie cinétique, circulant autour de la portion arrière de fuselage. Cette technique a pour but de réduire l'énergie dépensée pour la propulsion ainsi que la traînée de l'aéronef, avec pour conséquence une diminution de la consommation en carburant. L'invention s'applique préférentiellement aux avions commerciaux. Elle peut également s'appliquer aux avions militaires équipés de turboréacteurs ou de moteurs électriques.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE

Sur les aéronefs existants, les moteurs sont équipés d'un système d'inversion de poussée dont les actionneurs sont généralement logés dans la nacelle. De nombreuses conceptions sont déjà connues, comme par exemple celle décrite dans le document FR 2 964 704. L'implantation des actionneurs dans la nacelle peut conduire à augmenter son épaisseur, et à accentuer encore davantage l'encombrement du moteur, déjà fortement contraint par la recherche de taux de dilution élevés. En effet, les moteurs à haut taux de dilution (de l'anglais « Ultra High Bypass Ratio ») présentent une soufflante de diamètre de plus en plus élevé, dans le but d'améliorer leurs performances en termes de consommation de carburant. Le fait de prévoir une nacelle d'épaisseur surdimensionnée, pour y loger les actionneurs du système d'inversion de poussée, participe également à l'augmentation du diamètre extérieur du moteur et de la surface mouillée.

Il subsiste donc un besoin d'optimisation du moteur pour en réduire son encombrement.

EXPOSE DE L'INVENTION

Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a pour objet un ensemble pour moteur d'aéronef comprenant : - un tronçon de nacelle ; - un cône d'éjection des gaz situé radialement vers l'intérieur par rapport au tronçon de nacelle et formant avec celui-ci un canal annulaire d'éjection des gaz; - un système d'inversion de poussée comprenant des éléments mobiles de déviation des gaz, au moins un actionneur, ainsi qu'un dispositif de transmission reliant ledit au moins un actionneur aux éléments mobiles de déviation des gaz.

Selon l'invention, les éléments mobiles de déviation des gaz sont agencés de manière à dévier les gaz circulant dans ledit canal annulaire d'éjection des gaz, et ledit au moins un actionneur se situe dans le cône d'éjection des gaz. Par conséquent, en adoptant une implantation plus centrale dans le moteur, à savoir dans le cône d'éjection des gaz, le/les actionneurs du système d'inversion de poussée engendre un encombrement réduit de la nacelle par rapport à celui rencontré dans l'art antérieur. L'invention peut également présenter au moins l'une des caractéristiques additionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.

Le système d'inversion de poussée comprend des premiers et seconds éléments mobiles de déviation des gaz, les premiers éléments étant déployables entre une position inactive de retrait et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils font saillie dans le canal annulaire d'éjection des gaz, et les seconds éléments étant déployables entre une position inactive de retrait et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils font saillie radialement vers l'extérieur du tronçon de nacelle.

Le tronçon de nacelle comporte une peau intérieure traversée par des premières ouvertures ainsi qu'une peau extérieure traversée par des secondes ouvertures, lesdits premiers éléments mobiles de déviation des gaz obturant les premières ouvertures lorsqu'ils occupent leur position inactive de retrait, et les seconds éléments mobiles de déviation des gaz obturant les secondes ouvertures lorsqu'ils occupent leur position inactive de retrait.

Les premiers et seconds éléments mobiles de déviation des gaz sont montés articulés sur le tronçon de nacelle, et de préférence en regard deux à deux radialement.

Le cône d'éjection des gaz est fixe, et sa peau extérieure est pourvue d'ouvertures traversantes pour le passage d'au moins certains éléments du dispositif de transmission du système d'inversion de poussée.

Alternativement, le cône d'éjection des gaz est réalisé en deux portions longitudinales, l'une fixe et l'autre mobile en translation selon une direction longitudinale de l'ensemble. L'invention a également pour objet un moteur pour aéronef comprenant : - un générateur de gaz ; - une nacelle ; - un récepteur entraîné par le générateur de gaz et entouré par la nacelle,

Le moteur comprenant un ensemble tel que décrit précédemment.

De préférence, le générateur de gaz est agencé en amont du récepteur, et ce récepteur comporte une soufflante à l'aval de laquelle est agencé ledit ensemble.

De préférence, il est un moteur à double flux, et préférentiellement conçu de manière à ce que les deux flux transitent par ledit canal annulaire d'éjection des gaz. Alternativement, la soufflante pourrait être alimentée par un générateur de gaz déporté.

Enfin, l'invention a aussi pour objet un aéronef comprenant au moins tel moteur, de préférence agencé en partie arrière de l'aéronef, et de préférence du type moteur à propulsion par ingestion de la couche limite. La soufflante pourrait être alimentée par tout autre moyen qu'un générateur de gaz, comme par exemple un moteur électrique.

Alternativement, il pourrait s'agir d'un moteur implanté classiquement sous l'aile de l'aéronef, sans sortir du cadre de l'invention. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.

BREVE DESCRIPTION DES DESSINS

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective d'un aéronef selon l'invention ; - la figure 2 représente une vue en perspective agrandie d'une partie arrière de l'aéronef montré sur la figure précédente ; - la figure 3 représente une vue en coupe longitudinale de la partie arrière d'aéronef montrée sur la figure précédente ; - la figure 4 est une vue en coupe d'un ensemble selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention, appartenant à un moteur de la partie arrière montrée sur la figure précédente ; - la figure 5 est une vue en perspective de l'ensemble montré sur la figure précédente ; - la figure 6 est une vue en perspective de l'ensemble montré sur la figure précédente, selon un autre angle de vue ; - la figure 7 est une vue en coupe similaire à celle de la figure 4, avec l'ensemble se trouvant en position d'inversion de poussée ; - la figure 8 est une vue de derrière de l'ensemble montré sur la figure 7; et - la figure 9 est une vue en perspective similaire à celle de la figure 5, avec l'ensemble se trouvant sous la forme d'un second mode de réalisation préféré de l'invention.

EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION PREFERES

En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté un aéronef 100 du type commercial, comprenant une partie arrière 1 pourvue de moteurs 2. Sur cet aéronef, les ailes 4 ne sont pas équipées de moteurs, même si cela pourrait être le cas, sans sortir du cadre de l'invention.

Dans la description qui va suivre, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer en rapport à une direction d'avancement 8 de l'aéronef suite à la poussée générée par les moteurs 2, tandis que les termes « amont » et « aval » sont à considérer en rapport à un écoulement principal de gaz s'observant dans une direction opposée à la direction 8.

En référence aux figures 1 à 3, la partie arrière 1 comporte une portion arrière de fuselage 10, formant l'extrémité arrière du fuselage de l'aéronef. Cette portion 10 comporte une partie avant 12 dont une extrémité avant 12a présente une forme de fuselage par exemple ovalisée, circulaire ou autre. En allant en direction de son extrémité arrière 12b, la partie avant 12 est pincée progressivement en son centre jusqu'à ce qu'elle se scinde en deux parties arrière distinctes de fuselage, référencées 14. Les deux parties arrière de fuselage 14, de préférence de forme identique et révolutionnaire, sont espacées l'une de l'autre selon une direction transversale Y de l'ensemble. A cet égard, il est indiqué que par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de la partie arrière 1, qui est également assimilable à la direction longitudinale de chaque moteur de cet ensemble 1. Cette direction X est parallèle à un axe longitudinal 5 de chaque moteur 2. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à la direction longitudinale de la partie arrière 1 et également assimilable à la direction transversale de chaque moteur, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un trièdre direct.

Chaque partie arrière de fuselage 14 est destinée à intégrer tout ou partie de l'un des moteurs 2. Par conséquent, dans le mode de réalisation préféré qui prévoit deux moteurs espacés selon la direction Y, il est prévu deux parties arrière de fuselage 14. Dans un cas différent où il serait ajouté un troisième moteur espacé des deux premiers selon chacune des directions Y et Z de façon à disposer d'un agencement en triangle, il serait alors prévu trois parties arrière de fuselage. Dans le cas de quatre moteurs, ces derniers pourraient être agencés en carré ou en rectangle, en étant intégrés respectivement à quatre parties arrière de fuselage 14.

Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 1 à 3, il est donc prévu deux parties arrière de fuselage 14 espacées l'une de l'autre selon la direction Y, et cheminant parallèlement selon la direction X en partant de l'extrémité arrière 12b de la partie de fuselage 12. Chaque partie arrière de fuselage 14 est centrée sur l'axe longitudinal 5 de son moteur associé 2. Chaque moteur est ici du type turboréacteur à propulsion par ingestion de la couche limite circulant sur la partie arrière de fuselage correspondante 14.

En référence plus précisément à la figure 3, il est montré l'un des deux moteurs 2, dont la conception va à présent être décrite et qui est aussi applicable pour l'autre moteur. Le moteur 2 est d'abord équipé d'un générateur de gaz 16 situé dans la partie arrière de fuselage 14. Ce générateur, qui constitue la partie amont enterrée du moteur, est de conception classique à savoir qu'elle comprend un groupe de compresseurs ainsi qu'un groupe de turbines entre lesquels se trouve une chambre de combustion. Ce générateur de gaz 16 est alimenté en air frais par des écopes 17 agencées sur la partie arrière de fuselage 14, en amont du générateur 16.

Le moteur 2 comporte également un récepteur 18 entraîné par le générateur de gaz 16. Le récepteur 18 est entouré d'une nacelle de moteur 20, qui est globalement définie par une peau intérieure de nacelle 22 ainsi qu'une peau extérieure de nacelle 24. Le réducteur 18 comporte de préférence, de l'amont vers l'aval, un réducteur 26, une soufflante 28 ainsi qu'une série d'aubes directrices de sortie 30 (également dites OGV, de l'anglais « Outlet Guide Vane »). A l'aval de la soufflante 28 et des aubes 30, il est prévu un ensemble 40 propre à la présente invention, et qui sera décrit ultérieurement.

Toujours en référence à la figure 3, il est noté que le moteur 2 présente une conception à double flux. Il s'agit tout d'abord d'un flux primaire ou flux chaud 42, émis par le générateur 16. Il s'agit également d'un flux secondaire ou flux frais 44, transitant autour du flux primaire et circulant entre la peau intérieure de nacelle 22 et la partie arrière de fuselage 14.

Le flux primaire 42 circule dans un conduit annulaire 46 qui entoure le réducteur 26, avant de traverser la soufflante 28 et les aubes OGV 30. A ce stade, le flux primaire 42 se mélange avec le flux secondaire 44, pour former un flux unique 48 circulant à travers l'ensemble 40 dont un premier mode de réalisation préféré va maintenant être décrit en référence aux figures 4 à 8.

Tout d'abord, il est noté que les figures 4, 5, 6 représentent l'ensemble 40 propre à l'invention dans une configuration normale de croisière, durant laquelle le flux mélangé de gaz 48 traverse l'ensemble 40. Ce dernier comporte un tronçon arrière de nacelle 50, également défini par les peaux 22 et 24. Radialement vers l'intérieur et centré sur l'axe 5, l'ensemble 40 comporte un cône d'éjection des gaz 52. Ce cône 52 est initié directement en aval des pieds des aubes directrices de sortie 30, et se poursuit ensuite vers l'arrière jusqu'à la pointe du cône. Ainsi, sa section transversale est croissante puis décroissante en allant vers l'arrière, comme cela est visible par exemple sur la figure 4.

Ce cône présente une peau extérieure 54 qui définit avec la peau intérieure 22 de la nacelle un canal annulaire d'éjection des gaz 56. L'ensemble 40 comprend également un système d'inversion de poussée 58 qui est spécifique à la présente invention. En effet, ce système comprend des premiers 60 et seconds éléments mobiles 62 de déviation des gaz circulant dans le canal annulaire 56. Ces éléments 60, 62 en forme de portes sont entraînés par au moins un actionneur 64, via un dispositif de transmission 66. L'une des particularités de la présente invention réside dans le fait que l'actionneur 64, ou les actionneurs 64, sont logés dans le cône d'éjection des gaz 52. Ainsi, les actionneurs 64 sont disposés à l'intérieur de l'espace défini par la peau 54 du cône 52, et sont donc agencés radialement vers l'intérieur par rapport aux éléments mobiles de déviation 60, 62. Cette conception contraste ainsi avec les réalisations de l'art antérieur dans lesquelles les actionneurs sont généralement agencés dans l'épaisseur de la nacelle, à un endroit où ils pénalisent sensiblement l'encombrement global de celle-ci. L'implantation des actionneurs 64 au centre du moteur peut requérir la mise en oeuvre d'une protection thermique adaptée sur le cône pour isoler ces actionneurs du flux unique 48, qui présente de toute façon une température relativement froide du fait qu'il résulte du mélange des flux primaire 42 et secondaire 44 (ou seulement d'un flux secondaire).

Le ou les actionneurs 64 sont de conception classique, par exemple du type vérin ou moteur linéaire. Le dispositif de transmission 66 est du type mécanique, et comprend par exemple les éléments suivants, visibles sur la figure 5. Il s'agit d'abord d'un arbre de transmission 70 coopérant directement avec l'actionneur 64. Cet arbre 70 est centré sur l'axe 5, et porte solidairement un disque 72 à la périphérie duquel sont articulées des bielles 74 d'entraînement des premiers éléments de déviation 60. Par ailleurs, l'extrémité externe de chaque bielle d'entraînement 74 est montée articulée sur l'un des premiers éléments de déviation 60. À cet égard il est indiqué que chaque premier élément de déviation 60 est articulé à son extrémité arrière sur la peau intérieure 22 de nacelle. Sur cette peau 22, il est prévu des premières ouvertures 60a qui sont obturées par les premiers éléments de déviation 60 lorsque ces derniers occupent leur position inactive de retrait telle que montrée sur les figures 4 et 5. Ainsi, dans cette position, les premiers éléments de déviation 60 participent à la délimitation du canal annulaire 56, en reconstituant une partie de la peau intérieure de nacelle 22.

De manière analogue, la peau extérieure de nacelle 24 présente des secondes ouvertures 62a qui sont obturées par les seconds éléments de déviation 62 lorsque ces derniers occupent leur position inactive de retrait telle que montrée sur les figures 4 et 6. Ainsi, dans cette position, les seconds éléments de déviation 62 participent à la délimitation du canal annulaire 56, en reconstituant une partie de la peau extérieure de nacelle 24. Chaque élément de déviation 62 est quant à lui articulé au niveau de son extrémité arrière sur la peau extérieure de nacelle 24. Il est par ailleurs relié au premier élément de déviation 60 qui se situe en regard radialement, vers l'intérieur. Un dispositif conventionnel de liaison (non représenté) est en effet prévu entre les deux éléments de déviation 60, 62, ce dispositif permettant au second élément de déviation 62 d'être mis en mouvement lors du déplacement du premier élément de déviation 60 généré par l'actionneur 64 et le dispositif de transmission 66.

Comme cela est montré sur la figure 7, lorsque le mode d'inversion de poussée est activé, l'actionneur 64 conduit l'arbre de transmission 70 à se déplacer vers l'aval au sein du cône d'éjection des gaz 52. Pour ce faire, l'arbre est guidé en translation par des disques fixes 80 agencés à l'intérieur du cône 52. En se déplaçant vers l'aval, l'arbre de transmission 70 entraîne le disque 72 ainsi que les bielles 74 dont les extrémités externes ont ainsi tendance à se déplacer radialement vers l'intérieur. Les premiers éléments de déviation 60 ont alors tendance à se déplacer vers une position d'inversion de poussée montrée sur les figures 7 et 8. Dans cette position, les premiers éléments 60 obturent tout ou partie du canal d'éjection des gaz 56, en venant se plaquer contre la peau extérieure 54 du cône 52. De manière simultanée, les seconds éléments de déviation 62 ont tendance à se déployer dans une position d'inversion de poussée dans laquelle ils font saillie radialement vers l'extérieur de la peau 24 de nacelle. Grâce à la liaison entre les différents éléments 60, 62, il se crée ainsi une ouverture du type en portefeuille des éléments en forme de portes, étant précisé que les premiers éléments 60 sont prévus pour former une barrière au sein du canal annulaire d'éjection des gaz 56, tandis que les seconds éléments 62 sont prévus pour rediriger le flux de gaz mélangé 48 dans la direction 8, en dehors du moteur.

Il est noté que le pivotement et le déplacement vers l'arrière des bielles 74 sont autorisés par la présence d'ouvertures traversantes du type fentes 82, pratiqués dans la peau 54 du cône 52.

Sur la figure 9, il est représenté un second mode de réalisation préféré de l'invention dans lequel la conception ne requiert pas la présence des fentes 82. Au lieu d'être fixe et de former une pièce unique, le cône 52 est segmenté en deux portions longitudinales 52a et 52b. La portion la plus avant 52a, initiée directement en aval des aubes 30, est fixe par rapport au reste du moteur. En revanche, la portion la plus arrière 52b est mobile en translation par rapport à la première portion 52a, selon la direction X. La figure 9 représente une position intermédiaire entre la position inactive de retrait des éléments mobiles de déviation des gaz 60, 62, et une position d'inversion de poussée. Dans la position inactive, les deux portions longitudinales 52a, 52b sont agencés dans la continuité l'une de l'autre de sorte à constituer ensemble un cône de forme générale identique ou similaire à celle du cône du premier mode de réalisation préféré. En revanche, lorsque la position d'inversion de poussée est activée, la portion la plus arrière 52b se déplace vers l'arrière avec l'arbre de transmission 70, qui coulisse relativement à la portion la plus avance 52a selon la direction X. Dans ce second mode de réalisation préféré de l'invention, le disque 72 correspond au disque de fermeture avant de la portion 52b. En se déplaçant vers l'arrière avec cette portion 52b, le disque 72 entraîne les bielles 74 vers l'arrière ainsi qu'en pivotement, de sorte que leurs extrémités externes se déplacent radialement vers l'intérieur. Le recul de la portion 52b entraîne également le pivotement des éléments mobiles de déviation des gaz 60, 62.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. En particulier, les modes de réalisation qui ont été décrits ci-dessus ne sont pas exclusifs les uns des autres, mais peuvent au contraire être combinés entre eux.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS

   1. Ensemble (40) pour moteur (2) d'aéronef comprenant : - un tronçon de nacelle (50) ; - un cône d'éjection des gaz (52) situé radialement vers l'intérieur par rapport au tronçon de nacelle (50) et formant avec celui-ci un canal annulaire d'éjection des gaz (56); - un système d'inversion de poussée (58) comprenant des éléments mobiles de déviation des gaz (60, 62), au moins un actionneur (64), ainsi qu'un dispositif de transmission (66) reliant ledit au moins un actionneur (64) aux éléments mobiles de déviation des gaz (60, 62), caractérisé en ce que lesdits éléments mobiles de déviation des gaz (60, 62) sont agencés de manière à dévier les gaz circulant dans ledit canal annulaire d'éjection des gaz (56), et en ce que ledit au moins un actionneur (64) se situe dans le cône d'éjection des gaz (52).
2. 2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que le système d'inversion de poussée (58) comprend des premiers (60) et seconds éléments mobiles (62) de déviation des gaz, les premiers éléments (60) étant déployables entre une position inactive de retrait et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils font saillie dans le canal annulaire d'éjection des gaz (56), et les seconds éléments (62) étant déployables entre une position inactive de retrait et une position d'inversion de poussée dans laquelle ils font saillie radialement vers l'extérieur du tronçon de nacelle (50).
3. 3. Ensemble selon la revendication 2, caractérisé en ce que le tronçon de nacelle (50) comporte une peau intérieure (22) traversée par des premières ouvertures (60a) ainsi qu'une peau extérieure (24) traversée par des secondes ouvertures (62a), lesdits premiers éléments mobiles de déviation des gaz (60) obturant les premières ouvertures (60a) lorsqu'ils occupent leur position inactive de retrait, et les seconds éléments mobiles de déviation des gaz (62) obturant les secondes ouvertures (62a) lorsqu'ils occupent leur position inactive de retrait.
4. 4. Ensemble selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisé en ce que les premiers et seconds éléments mobiles de déviation des gaz (60, 62) sont montés articulés sur le tronçon de nacelle (50), et de préférence en regard deux à deux radialement.
5. 5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le cône d'éjection des gaz (52) est fixe, et en ce que sa peau extérieure (54) est pourvue d'ouvertures traversantes (82) pour le passage d'au moins certains éléments (74) du dispositif de transmission (66) du système d'inversion de poussée (58).
6. 6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le cône d'éjection des gaz (52) est réalisé en deux portions longitudinales (52a, 52b), l'une fixe et l'autre mobile en translation selon une direction longitudinale (X) de l'ensemble.
7. 7. Moteur (2) pour aéronef comprenant : - un générateur de gaz (16) ; - une nacelle (20) ; - un récepteur (18) entraîné par le générateur de gaz (16) et entouré par la nacelle (20), caractérisé en ce qu'il comprend un ensemble (40) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
8. 8. Moteur selon la revendication 7, caractérisé en ce que le générateur de gaz (16) est agencé en amont du récepteur (18), et en ce que le récepteur comporte une soufflante (28) à l'aval de laquelle est agencé ledit ensemble (40).
9. 9. Moteur selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisé en ce qu'il est un moteur à double flux, et en ce qu'il est préférentiellement conçu de manière à ce que les deux flux (42, 44) transitent par ledit canal annulaire d'éjection des gaz (56).
10. 10. Aéronef (100) comprenant au moins un moteur (2) selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, de préférence agencé en partie arrière (1) de l'aéronef, et de préférence du type moteur à propulsion par ingestion de la couche limite.