FR3100529A1 - Ensemble pour un aéronef - Google Patents

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Abstract

L’invention concerne un ensemble (1) pour un aéronef comportant un pylône (3) destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine (2) fixée au pylône (3), la turbomachine (2) comportant, d’amont en aval dans le sens du flux de gaz au sein de la turbomachine (2), une soufflante (5), un compresseur (6a, 6b), une chambre de combustion (7) et une turbine (8a, 8b) , la turbomachine (2) comportant un carter d’échappement (18) situé en aval de la turbine (8a), caractérisé en ce que le pylône (3) comporte des moyens de fixation annulaires (23) fixés sur une extrémité aval annulaire du carter d’échappement de la turbomachine (2).

Description

Ensemble pour un aéronef
Domaine technique de l’invention
L’invention concerne un ensemble pour un aéronef comportant un pylône destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine fixée au pylône.
Etat de la technique antérieure
La figure 1 illustre un ensemble 1 de l’art antérieur comportant une turbomachine 2, en particulier un turboréacteur à double flux, fixée à un pylône 3, lui-même fixé à la voilure 4 ou à une autre partie fixe d’un aéronef, en particulier d’un avion. Un ensemble de ce type est connu du document WO 2011/012822.
La turbomachine 2, d’axe X, comporte, d’amont en aval par rapport au sens de circulation des flux de gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 5, un compresseur 6, une chambre de combustion 7 et une turbine 8 (non représentés en détail). Le compresseur 6 et la soufflante 5 sont entraînés en rotation par la turbine 8, par l’intermédiaire d’au moins un arbre central 9.
Le compresseur 6, la chambre de combustion 7 et la turbine 8 sont situés au niveau d’une veine 10 dite primaire, dans laquelle s’écoule un flux d’air dit primaire. Une veine 11 dite secondaire, entoure la veine primaire 10, un flux secondaire s’écoulant dans ladite veine secondaire 11.
L’air entrant dans la turbomachine 2 traverse la soufflante 5 puis entre, pour partie dans la veine primaire 10 et, pour partie dans la veine secondaire 11.
La veine secondaire 11 est délimitée extérieurement par un carter externe 12 formé, d’amont en aval, par un carter ou une lèvre d’entrée d’air 13 situé à l’amont, un carter de soufflante 14 entourant la soufflante 5, une virole externe 15d d’un carter dit intermédiaire 15, et par une tuyère secondaire 16.
Le carter intermédiaire 15 comporte une virole interne 15a de veine primaire 10, une virole externe 15b de veine primaire 10, une virole interne 15c de veine secondaire 11 et une virole externe 15d de veine secondaire 11, lesdites viroles 15a à 15d étant reliées par des bras structurants 15e du carter intermédiaire 15.
La turbomachine 2 comporte en outre un carter de turbine 17, entourant les aubes de la turbine 8, et un carter d’échappement 18 situé en aval du carter de turbine 17. Le carter d’échappement 18 comporte une virole interne et une virole externe reliées par des bras. Une tuyère de flux primaire 19 est montée en aval du carter d’échappement 18 et entoure un cône d’éjection 20. Ladite tuyère 19 et le cône d’éjection 20 délimitent ainsi l’extrémité aval de la veine primaire 10.
Dans l’ensemble illustré à la figure 1, la turbomachine 2 est reliée au pylône 3 au niveau du carter de turbine 17.
Il existe actuellement un besoin de disposer d’un ensemble offrant notamment :
  • une meilleure accessibilité à la turbomachine, de manière à faciliter les opérations de maintenance, en particulier sans nécessiter de dépose de la turbomachine,
  • des moyens de fixation au pylône qui ne sont pas situés dans le cône d’éclatement, qui est une zone qui risque d’être dégradée en cas de détérioration de la turbine notamment,
  • des moyens de fixation au pylône qui ne sont pas situés dans une zone qui est soumise à des températures élevées, au particulier autour de la turbine.
L’invention vise à répondre à ces besoins, de manière simple, fiable et peu onéreuse.
Présentation de l’invention
A cet effet, l’invention concerne un ensemble pour un aéronef comportant un pylône destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine fixée au pylône, la turbomachine comportant, d’amont en aval dans le sens du flux de gaz au sein de la turbomachine, une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, la turbomachine comportant un carter d’échappement situé en aval de la turbine, caractérisé en ce que le pylône comporte des moyens de fixation annulaires fixés sur une extrémité aval annulaire du carter d’échappement de la turbomachine.
Une telle structure permet un accès aisé aux différentes parties de la turbomachine, sans nécessairement nécessiter la dépose de la turbomachine. Par ailleurs, les moyens de fixation entre la turbomachine et le pylône ne sont pas situés dans le cône d’éclatement de la turbine, ni dans une zone exposée à des températures importantes. De plus, les contraintes mécaniques générées par la liaison entre la turbomachine et le pylône sont régulièrement réparties sur la périphérie, ce qui permet de mieux maîtriser la déformation du carter d’échappement.
Les moyens de fixation annulaire peuvent comporter une partie annulaire, fixée sur l’extrémité aval annulaire du carter d’échappement. La partie annulaire peut être structurante. La partie annulaire peut être fixée au carter d’échappement par l’intermédiaire de tous moyens appropriés, par exemple à l’aide de vis, de boulons ou de rivets, ou encore par soudage. Un tel soudage peut être réalisé par points, répartis sur la circonférence, ou être formé par un soudage annulaire.
La turbomachine peut comporter un cône d’éjection, radialement interne, situé en aval de la turbine et s’étendant selon l’axe de la turbomachine, les moyens de fixation annulaires s’étendant radialement à l’extérieur du cône d’éjection.
La turbomachine peut être fixée au pylône uniquement au niveau de l’extrémité aval du carter d’échappement.
Une telle structure offre un accès particulièrement aisé aux différentes parties de la turbomachine, en vue notamment des opérations de maintenance.
La turbomachine peut être un turboréacteur à double flux et peut comporter une veine primaire destinée à l’écoulement d’un flux primaire et une veine secondaire, entourant la veine primaire et destinée à l’écoulement d’un flux secondaire, la turbomachine étant également fixée au pylône par l’intermédiaire d’au moins une bielle de liaison reliant le pylône à un carter radialement externe entourant et/ou délimitant la veine secondaire.
La turbomachine peut comporter un carter dit intermédiaire, situé en aval de la soufflante et comportant une virole radialement interne et une virole radialement externe reliées entre elles par des bras radiaux et situées respectivement radialement à l’intérieur et à l’extérieur de la veine secondaire, la bielle de liaison étant reliée à la virole externe du carter intermédiaire, ladite virole externe appartenant au carter externe.
La turbomachine peut comporter des moyens d’inversion de poussée logés, au moins en partie, dans une zone du carter externe, la bielle de liaison étant reliée au carter externe, au niveau de ladite zone du carter externe.
La bielle de liaison peut être reliée au pylône par l’intermédiaire d’une liaison rotule, la bielle de liaison étant reliée au carter externe de la turbomachine par une liaison rotule.
L’invention concerne également un aéronef comportant un ensemble du type précité.
Brève description des figures
est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble de l’art antérieur,
est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble selon une première forme de réalisation de l’invention,
est une vue schématique, de l’arrière, d’une partie dudit ensemble,
est une vue schématique, en perspective, illustrant la fixation de la turbomachine dans ledit ensemble,
est une vue éclatée, en perspective, dudit ensemble,
est une vue correspondant à la figure 2, d’un ensemble selon une deuxième forme de réalisation de l’invention,
est une vue en schématique, en perspective, illustrant la fixation de la turbomachine dans l’ensemble de la figure 6,
est une vue correspondant à la figure 2, d’un ensemble selon une troisième forme de réalisation de l’invention,
est une vue en schématique, en perspective, illustrant la fixation de la turbomachine dans l’ensemble de la figure 8.
Description détaillée de l’invention
Les figures 2 à 5 illustrent un ensemble 1 selon une première forme de réalisation de l’invention. Celui-ci comporte une turbomachine 2, en particulier un turboréacteur à double flux, fixée à un pylône 3, lui-même fixée à la voilure 4 ou à une autre partie fixe d’un aéronef, en particulier d’un avion.
La turbomachine 2, d’axe X, comporte, d’amont en aval par rapport au sens de circulation des flux de gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 5, un compresseur haute pression 6a, un compresseur basse pression 6b, une chambre de combustion 7, une turbine haute pression 8b et une turbine basse pression 8a. Le compresseur basse pression 6a est entraîné en rotation par la turbine basse pression 8a, par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 9a. La soufflante 5 est également reliée à l’arbre basse pression 9a, par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesses 21.
Le compresseur haute pression 6b est entraîné en rotation par la turbine haute pression 8b, par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 9b.
Les compresseur 6a, 6b, la chambre de combustion et les turbines 8a, 8b sont situés au niveau d’une veine dite primaire 10, dans laquelle s’écoule un flux d’air dit primaire. Une veine dite secondaire 11, entoure la veine primaire 10, un flux secondaire s’écoulant dans ladite veine secondaire 11.
L’air entrant dans la turbomachine 2 traverse la soufflante 5 puis entre, pour partie dans la veine primaire 10 et, pour partie dans la veine secondaire 11.
La veine secondaire 11 est délimitée extérieurement par un carter externe 12 formé notamment, d’amont en aval, par un carter ou une lèvre d’entrée d’air 13 situé à l’amont, un carter de soufflante 14 entourant la soufflante 5, une virole externe 15d d’un carter dit intermédiaire 15, un carter inverseur 22 logeant des moyens d’inversion de poussée d’une nacelle, et par une tuyère secondaire 16.
Le carter intermédiaire 15 comporte notamment une virole interne 15c de veine secondaire 11 et une virole externe 15d de veine secondaire 11, lesdites viroles 15c, 15d étant reliées par des bras structurants 15e du carter intermédiaire 15.
La turbomachine 2 comporte en outre un carter de turbine basse pression 17, entourant les aubes de la turbine basse pression 8a, et un carter d’échappement 18 entourant la partie aval de la veine primaire 10 et situé en aval du carter de turbine basse pression 17.
Le carter d’échappement 18 comporte une virole interne et une virole externe reliées par des bras. Une partie annulaire 23 est montée en aval du carter d’échappement 18 et entoure un cône d’éjection 20. Ladite partie 23 peut former une tuyère de flux primaire, délimitant, avec le cône d’éjection 20, l’extrémité aval de la veine primaire 10.
La partie annulaire 23 est structurante et est reliée au pylône 3 de façon à supporter la turbomachine 2. Des chapes 24 (figure 5) ou des bielles 24a (figure 6 par exemple) peuvent s’étendre depuis ladite partie annulaire 23, les chapes 24 ou les bielles 24a étant fixées sur des zones de fixation complémentaires 25 du pylône 3.
La partie annulaire 23 est fixée sur l’extrémité aval annulaire de la virole externe 18a du carter d’échappement 18. Les moyens de fixation assurant la fixation entre la partie annulaire 23 et le carter d’échappement 18 sont régulièrement répartis sur toute la circonférence, de manière à assurer une bonne répartition des contraintes mécaniques et éviter des déformations de différents éléments.
Dans cette forme de réalisation, la turbomachine 2 est ainsi fixée au pylône 3 uniquement au niveau de l’extrémité aval du carter d’échappement 18. Dans ce cas notamment, les différents carters de la turbomachine peuvent être structurants pour supporter le porte à faux, à défaut d’autres moyens de support. On notera que les flèches représentées à la figure 4 illustrent schématiquement les reprises d’efforts au niveau de l’extrémité aval du carter d’échappement 18, par la partie annulaire 23.
Les figures 6 et 7 illustrent une deuxième forme de réalisation de l’invention, qui diffère de celle exposée précédemment en référence aux figures 1 à 5 en ce que la turbomachine 2 est également fixée au pylône 3 par l’intermédiaire d’au moins une bielle de liaison 24a reliant le pylône 3 au carter radialement externe 12, en particulier à la virole externe 15d du carter intermédiaire 15. Le nombre de bielles 24a peut également être égal à deux, les deux bielles 24a étant alors décalées circonférentiellement l’une de l’autre.
Chaque extrémité de chaque bielle 24a est reliée au pylône 3 ou à la turbomachine 2 par l’intermédiaire d’une liaison pivot.
Les figures 8 et 9 illustrent une troisième forme de réalisation de l’invention, qui diffère de celle exposée précédemment en référence aux figures 6 et 7 en ce que chaque bielle de liaison 24a est reliée au pylône 3 et au carter inverseur 22. Une telle forme de réalisation permet de réduire la longueur de chaque bielle 24a.

Claims (8)

  1. Ensemble (1) pour un aéronef comportant un pylône (3) destiné à être fixé à l’aéronef et une turbomachine (2) fixée au pylône (3), la turbomachine (2) comportant, d’amont en aval dans le sens du flux de gaz au sein de la turbomachine (2), une soufflante (5), un compresseur (6a, 6b), une chambre de combustion (7) et une turbine (8a, 8b), la turbomachine (2) comportant un carter d’échappement (18) situé en aval de la turbine (8b), caractérisé en ce que le pylône (3) comporte des moyens de fixation annulaires (23) fixés sur une extrémité aval annulaire du carter d’échappement de la turbomachine (2).
  2. Ensemble (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbomachine (2) comporte un cône d’éjection (20), radialement interne, situé en aval de la turbine (8) et s’étendant selon l’axe de la turbomachine (2), les moyens de fixation annulaires (23) s’étendant radialement à l’extérieur du cône d’éjection (20).
  3. Ensemble (1) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la turbomachine (2) est fixée au pylône (3) uniquement au niveau de l’extrémité aval du carter d’échappement (18).
  4. Ensemble (1) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la turbomachine (2) est un turboréacteur à double flux et comporte une veine primaire (10) destinée à l’écoulement d’un flux primaire et une veine secondaire (11), entourant la veine primaire (10) et destinée à l’écoulement d’un flux secondaire, la turbomachine (2) étant également fixée au pylône (3) par l’intermédiaire d’au moins une bielle de liaison (24a) reliant le pylône (3) à un carter radialement externe (12) entourant et/ou délimitant la veine secondaire (11).
  5. Ensemble (1) selon la revendication 4, caractérisé en ce que la turbomachine (2) comporte un carter dit intermédiaire (15), situé en aval de la soufflante (5) et comportant une virole radialement interne (15c) et une virole radialement externe (15d) reliées entre elles par des bras radiaux (15e) et situées respectivement radialement à l’intérieur et à l’extérieur de la veine secondaire (11), la bielle de liaison (24a) étant reliée à la virole externe (15d) du carter intermédiaire (15), ladite virole externe (15d) appartenant au carter externe (12).
  6. Ensemble (1) selon la revendication 4, caractérisé en ce que la turbomachine (2) comporte des moyens d’inversion de poussée logés, au moins en partie, dans une zone (22) du carter externe (12), la bielle de liaison (24a) étant reliée au carter externe (12), au niveau de ladite zone (22) du carter externe (12).
  7. Ensemble (1) selon l’une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que la bielle de liaison (24a) est reliée au pylône (3) par l’intermédiaire d’une liaison rotule, la bielle de liaison (24a) étant reliée au carter externe (12) de la turbomachine (2) par une liaison rotule.
  8. Aéronef comportant un ensemble (1) selon l’une des revendications 1 à 7.
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WO2008043903A2 (fr) * 2006-10-11 2008-04-17 Aircelle Nacelle pour turboréacteur double flux
WO2011012822A2 (fr) 2009-07-31 2011-02-03 Airbus Operations Ensemble moteur pour aeronef dont le mat d'accrochage comprend une enveloppe structurale formant delimitation radiale interne du flux secondaire
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