FR3114615A1 - Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef - Google Patents

Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR3114615A1
FR3114615A1 FR2009946A FR2009946A FR3114615A1 FR 3114615 A1 FR3114615 A1 FR 3114615A1 FR 2009946 A FR2009946 A FR 2009946A FR 2009946 A FR2009946 A FR 2009946A FR 3114615 A1 FR3114615 A1 FR 3114615A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
panel
sleeve
panels
nacelle
air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR2009946A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3114615B1 (fr
Inventor
Pierre Grégoire ANTON
Guillaume Olivier Vartan MARTIN
Charles-Henri Claude Jacky SULLET
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2009946A priority Critical patent/FR3114615B1/fr
Publication of FR3114615A1 publication Critical patent/FR3114615A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3114615B1 publication Critical patent/FR3114615B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L’invention concerne une manche d’entrée d’air (30) pour une nacelle (3) d’un ensemble propulsif d’aéronef (1), cette manche (30) comportant un corps s’étendant autour d’un axe de révolution (X), et une lèvre (40) d’entrée d’air comprenant :- au moins un secteur angulaire dépourvu (S0) de panneau de redirection de flux d’air (60), et- au moins un secteur angulaire (SI, SL1, SL2) pourvu de plusieurs panneaux de redirection de flux d’air (60) adjacents, chaque panneau (60) étant relié à un système de commande et étant configuré pour être mobile entre une position rétractée dans laquelle chaque panneau (60) s’étend le long ou dans le corps, et une position déployée dans laquelle chaque panneau (60) est en saillie sur la lèvre (40) et destiné à guider et/ou à être traversé par un flux d’air entrant dans la manche (30). Figure pour l’abrégé : Figure 4a

Description

MANCHE D’ENTREE D’AIR FILTRANT LA DISTORSION POUR UNE NACELLE D’UN ENSEMBLE PROPULSIF D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
L’invention se rapporte au domaine de l’aéronautique, et plus particulièrement, à une manche d’entrée d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef.
Arrière-plan technique
Un ensemble propulsif comprend un moteur du type turbomachine qui est entouré par une nacelle. Dans le cas où la turbomachine est un turboréacteur à double flux, le flux d’air qui passe dans la manche d’entrée d’air traverse un aubage de soufflante puis se divise en un flux d’air primaire qui pénètre dans une partie chaude de la turbomachine et en un flux d’air secondaire qui s’écoule dans une partie froide de la turbomachine.
La nacelle comprend une manche d’entrée d’air, une structure médiane et une structure aval toutes reliées entre elles de manière à former une veine d’écoulement du flux d’air secondaire.
La manche d’entrée d’air comprend, d’une part une lèvre d’entrée d’air agencée pour permettre la captation optimale de l’air nécessaire à l’alimentation du moteur, et ce, sur l’ensemble de sa plage de fonctionnement, tout en minimisant pertes et trainée, et d’autre part, un corps destiné à canaliser convenablement l’air vers l’aubage de soufflante.
De manière classique, la lèvre est accolée au corps lorsque l’aéronef se déplace mais la lèvre est configurée pour s’écarter du corps lorsque l’aéronef se trouve au sol afin de faciliter la maintenance de la nacelle.
La conception des turbomachines aéronautiques tend actuellement vers des soufflantes à fort taux de dilution, afin de réduire la consommation de carburant, les émissions de CO2et le bruit émis par les turbomachines. Cela conduit à avoir des diamètres moteurs des turbomachines de plus en plus élevés et donc des gardes au sol (à savoir la distance entre la nacelle et le sol) de plus en plus réduites.
Cette tendance s’accompagne d’une sensibilité accrue aux phénomènes de réponse forcée présents dans le cas d’un écoulement de flux d’air autour de la nacelle sous vent de travers (c’est-à-dire un vent non parallèle à un axe longitudinal de la nacelle) et en interaction avec le sol et/ou avec le fuselage de l’aéronef.
Sous certaines conditions géométriques et aérodynamiques, cet écoulement de flux d’air se traduit par l’apparition de tourbillons (également appelé vortex). La illustre schématiquement la formation de tourbillons V dus à une interaction entre un écoulement de flux d’air autour de la nacelle 3 de l’ensemble propulsif d’aéronef 1 et, d’une part, le sol S, et d’autre part, le fuselage F de l’aéronef A.
Les vortex ainsi formés viennent impacter les aubes de la soufflante et des aubes directrices de sortie (appelées OGV pour « Outlet Guide Vane » en anglais) de la turbomachine. Ces impacts peuvent générer une distorsion et une vibration sévères dans l’écoulement du flux d’air dans la turbomachine et donc des nuisances sonores importantes, des risques mécaniques et une perte de performance.
La présente invention permet de remédier au problème précité, de manière simple, efficace et économique.
L’invention propose à cet effet une manche d’entrée d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef, cette manche comportant un corps annulaire s’étendant autour d’un axe de révolution X, et une lèvre annulaire d’entrée d’air formant un bord d’attaque de la manche.
Selon l’invention, la lèvre comprend :
- au moins un secteur angulaire dépourvu de panneau de redirection de flux d’air, et
- au moins un secteur angulaire pourvu de plusieurs panneaux de redirection de flux d’air adjacents, chaque panneau étant relié à un système de commande et étant configuré pour être mobile entre une position rétractée dans laquelle chaque panneau s’étend le long ou dans le corps, et une position déployée dans laquelle chaque panneau est en saillie sur la lèvre et destiné à guider et/ou à être traversé par un flux d’air entrant dans la manche d’entrée d’air.
L’invention prévoit d’intégrer et de positionner plusieurs panneaux de redirection de flux d’air sur un secteur angulaire du bord d’attaque de la manche d’entrée d’air qui correspond à la zone propice à la création des tourbillons. Chaque panneau est capable de se déployer de la lèvre annulaire pour permettre à un flux d’air de réduire la taille de ses structures tourbillonnaires et de dissiper leur intensité, et/ou d’être redressé en traversant chaque panneau dans une direction optimisée. Cette direction du flux d’air redressée peut notamment être choisie pour réduire les risques de distorsion du flux d’air alimentant la turbomachine et sa soufflante. Ce redressement permet en outre de mieux répartir le flux d’air entrant dans la turbomachine et donc d’augmenter sa surface de captation d’air.
Dans la présente demande, le flux d’air entrant dans la manche au niveau du secteur angulaire pourvu des panneaux est un flux d’air sensiblement transversal à l’axe X de la manche (et par conséquent de la nacelle). Ce flux d’air correspond aux tourbillons formés par l’interaction entre un écoulement de flux d’air autour de la nacelle et le sol ou le fuselage de l’aéronef, tel que décrit dans ce qui précède.
Ainsi, l’invention permet d’augmenter le débit du flux d’air capté par la manche d’entrée d’air, de mieux le diriger et d’améliorer sa répartition à l’intérieur de la nacelle, en particulier dans les conditions défavorables décrites précédemment. La turbomachine gagne ainsi en performances, en opérabilité et voit réduire ses émissions acoustiques.
En outre, l’invention présente l’avantage de permettre aux panneaux de s’étendre le long du corps ou d’être logé dans le corps sans modifier la structure externe de la lèvre.
Par ailleurs, l’invention permet de supprimer une contrainte lors de la conception de la nacelle et/ou de la turbomachine, sur l’installation de la nacelle, afin d’améliorer les performances et la masse globale de la nacelle.
L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement.
La manche d’entrée d’air selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes avec les autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la manche comprend un premier secteur angulaire pourvu de panneaux situé à 6h et/ou un second secteur angulaire pourvu de panneaux situé à 3h ou 9h, par analogie avec le cadran d’une horloge ;
- chaque panneau comprend une grille à ailettes destinée à être traversée par ledit flux d’air ;
- les ailettes de la grille sont des lames transversales ou des treillis ;
- les ailettes de la grille présentent une épaisseur E2 supérieure à 2cm, l’épaisseur étant mesurée suivant un axe transversal à l’axe X de la manche d’entrée d’air ;
- le corps comprend des fentes de forme complémentaire avec les ailettes de la grille ;
- le secteur angulaire pourvu de panneaux a une étendue circonférentielle αTautour de l’axe X comprise entre 30° et 90°, de préférence comprise entre 40 et 80°, et par exemple d’environ 60° ;
- chaque panneau est monté pivotant sur ledit corps autour d’un axe de pivotement P orienté dans une direction sensiblement tangentielle à une circonférence centrée sur ledit axe P ;
- chaque panneau est monté mobile en translation vis-à-vis dudit corps, et chaque panneau est destiné à être engagé dans un logement du corps dans la position rétractée.
L’invention concerne encore un ensemble propulsif d’aéronef comportant une nacelle équipée d’une manche d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus.
La présente invention concerne également un aéronef comprenant un fuselage, au moins une aile de sustentation et au moins un ensemble propulsif fixé au fuselage ou monté sous l’aile de sustentation.
L’ensemble propulsif comporte une nacelle équipée d’une manche d’entrée d’air telle que décrite ci-dessus.
Ledit au moins un secteur angulaire pourvu de plusieurs panneaux de redirection de flux adjacents peut être agencé en regard du fuselage et/ou d’un sol.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
la est une vue schématique en perspective d’un ensemble propulsif d’aéronef et d’une partie d’un aéronef illustrant la formation de tourbillons ;
la est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble propulsif d’aéronef ;
la est une vue schématique en perspective de l’ensemble propulsif d’aéronef de la comportant une manche d’entrée d’air équipée des panneaux de redirection de flux d’air sur une section angulaire inférieure de la manche ;
la est une vue schématique de face de la manche d’entrée d’air de la ;
la est une vue schématique de face de la manche d’entrée d’air équipée des panneaux de redirection de flux d’air sur une section angulaire inférieure et une section angulaire latérale de la manche ;
la est une vue schématique en perspective d’un des panneaux de la ou 4 comportant une grille à ailettes selon un mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue schématique en perspective d’un des panneaux de la ou 4 comportant une grille à ailettes selon un autre mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue schématique en perspective d’un des panneaux de la ou 4 comportant une grille à ailettes selon un autre mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue schématique en perspective d’un des panneaux de la ou 4 comportant une grille à ailettes selon un autre mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue schématique en coupe axiale de la manche de la dans laquelle le panneau est en position rétractée selon une première variante de l’invention ;
la est une vue schématique en coupe axiale de la manche de la dans laquelle le panneau est en position déployée selon la première variante de l’invention ;
la est une vue schématique en coupe axiale de la manche de la dans laquelle le panneau est en position rétractée selon une seconde variante de l’invention ;
la est une vue schématique en coupe axiale de la manche de la dans laquelle le panneau est en position déployée selon la seconde variante de l’invention.
Description détaillée de l'invention
Par convention, dans la description ci-après, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal, tel qu’un axe longitudinal du moteur d’une turbomachine. Les termes « radial » ou « vertical » qualifient une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure.
La a été décrite dans ce qui précède.
L’invention s’applique à un ensemble propulsif d’aéronef 1 comprenant un moteur ou une turbomachine 2 qui est entouré(e) par une nacelle 3.
Cet ensemble propulsif 1 peut être fixé sur un fuselage F d’un aéronef A ou monté sous une aile de sustentation de l’aéronef A ( ).
En référence à la , la turbomachine 2 de l’ensemble propulsif d’aéronef 1 est un turboréacteur à double flux qui comporte, de l'amont vers l'aval selon la direction d'écoulement des gaz, un compresseur basse pression (BP) 2a, un compresseur haute pression (HP) 2b, une chambre annulaire de combustion 2c, une turbine haute pression (HP) 2d et une turbine basse pression (BP) 2e, qui définissent une veine d'écoulement d'un flux primaire de gaz F1.
Le rotor de la turbine HP 2d est solidaire du rotor du compresseur HP 2b de manière à former un corps haute pression, tandis que le rotor de la turbine BP 2e est solidaire du rotor du compresseur BP 2a de manière à former un corps basse pression. Le rotor de chaque turbine entraîne en rotation le rotor du compresseur associé autour d'un axe longitudinal X’ sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion 2c.
La nacelle 3 de l’ensemble propulsif d’aéronef 1 comprend, de l’amont vers l’aval, une manche d’entrée d’air 30, une structure médiane 34 et une structure aval 36 reliées entre elles de manière à s'étendre autour de la turbomachine 2 et définir autour de celle-ci une veine annulaire d'écoulement d'un flux secondaire F2.
La manche d’entrée d’air 30 comprend une lèvre annulaire 40 d’entrée d’air et un corps annulaire 50 disposé en aval de la lèvre 40. La lèvre 40 et le corps 50 s’étendent suivant un axe de révolution X confondu avec l’axe X’ de la turbomachine 2.
Sur l’exemple, la lèvre 40 et le corps 50 sont formés d’une seule pièce. En variante, la lèvre 40 et le corps 50 peuvent être formés de deux pièces distinctes avec la lèvre 40 accolée ou fixée au corps 50.
La lèvre 30 est adaptée pour permettre la captation optimale de l’air nécessaire à l’alimentation d’une soufflante 32 de la turbomachine 2. Cet air se divise ensuite pour former les flux primaire F1 et secondaire F2 précités.
La lèvre 40 forme un bord d’attaque de la manche d’entrée d’air 30 et définit une entrée transversale 38 de la nacelle 3 permettant à l’air de rentrer dans la nacelle. Cette lèvre 40 comporte deux parois annulaires 41, 42 coaxiales par rapport à l’axe X, respectivement interne 41 et externe 42.
La paroi interne 41 définit une partie d’une surface annulaire interne de la manche d’entrée d’air 30 permettant de capter les flux d’air et de les guider vers la soufflante 32. La paroi interne 41 fait ainsi partie de la veine annulaire de la nacelle. La paroi externe 42 définit en revanche une partie d’une surface annulaire externe de la manche d’entrée d’air 30.
Le corps 50 comprend une paroi interne de corps 51 et une paroi externe de corps 52. La paroi interne de corps 51 définit une autre partie de la surface annulaire interne de la manche d’entrée d’air 30 et permet donc de guider le flux d’air entrant dans la nacelle 3 depuis la lèvre 40 vers la soufflante 32. Tout comme la paroi interne 41 de la lèvre 40, la paroi interne de corps 51 fait partie de la veine d’écoulement annulaire de la nacelle 3. La paroi externe de corps 52 définit en revanche une autre partie de la surface annulaire externe de la manche d’entrée d’air 30.
La manche d’entrée d’air 30 selon l’invention est représentée schématiquement sur les figures 3 à 7b.
La manche 30 selon l’invention comprend le corps annulaire 50 et la lèvre annulaire 40 comme décrit précédemment.
La manche 30 comprend en outre au moins un secteur angulaire SI, SL1, SL2pourvu d’au moins deux panneaux de redirection de flux d’air 60 adjacents et au moins un secteur angulaire dépourvu S0de panneaux de redirection de flux d’air 60.
Sur l’exemple de la , la manche 30 comprend des panneaux 60 adjacents fixés sur le secteur angulaire inférieur SI qui est situé à 6 heure (par rapport à un cadran d’horloge) et donc proche du sol S. Dans cette configuration, les panneaux 60 sont disposés sur une des zones propices à la création des tourbillons mentionnées ci-dessus, à savoir un secteur angulaire de la lèvre 40 à proximité du sol S. Ces panneaux sont aptes ainsi à dissiper un flux d’air 100 (correspondant aux tourbillons V) entrant dans la nacelle 3 et à redresser l’écoulement de ce flux d’air 100 en direction de la turbomachine 2.
Sur la , la manche 30 comprend un secteur angulaire inférieur SI situé à 6 heure qui est pourvu des panneaux 60 adjacents et un secteur angulaire dépourvu S0 des panneaux 60. Dans cet exemple, ce secteur angulaire S0 présente une étendue circonférentielle plus importante que celle du secteur angulaire inférieur SI pourvu des panneaux 60 adjacents.
En référence à la , la manche 30 comprend des panneaux 60 adjacents fixés à la fois sur le secteur angulaire SI situé à 6 heure et sur un des secteurs angulaires latéraux SL1 qui est située à 9 heure (par rapport au cadran d’horloge). Dans cette configuration, les panneaux 60 sont disposés également sur une autre des zones propices à la création des tourbillons mentionnées ci-dessus, à savoir un secteur angulaire de la lèvre 40 à proximité du fuselage F de l’aéronef.
Dans la présente demande, par analogie à un cadran d’horloge, la lèvre annulaire 40 définit un secteur angulaire inférieur SI(équivalent à 6 heure), deux secteurs angulaires latéraux SL1, SL2(respectivement 3 heure et 9 heure) et un secteur angulaire supérieur (équivalent à 12 heure).
Avantageusement, le secteur angulaire SI, SL1, SL2pourvu de panneaux 60 a une étendue circonférentielle αTautour de l’axe X comprise entre 30° et 90°. L’étendue αTest de préférence comprise entre 40 et 80°, et par exemple d’environ 60°. La Déposante a déterminé expérimentalement que la création de tourbillons V de sol S et/ou de fuselage F s’effectue généralement sur une section angulaire correspondant à l’étendue αT. Au-delà de l’étendue αT, la proximité de la nacelle 3 par rapport au sol S ou au fuselage F n’influe pas sur la qualité du flux d’air 100 entrant dans la nacelle 3 et la turbomachine 2. L’étendue circonférentielle de chaque panneau 60 ou le secteur angulaire pourvu de panneaux 60 peut être variable en fonction des dimensions de la nacelle 3 ou de la turbomachine 2 et de leurs conceptions.
En référence aux figures 5a à 5d, chaque panneau 60 a une forme générale allongée et de section transversale sensiblement rectangulaire présentant une longueur L et une largeur l. Le panneau 60 est de préférence courbé en direction de l’axe X de la manche 30.
Le panneau 60 comprend deux parois interne 61 et externe 62 qui sont opposées l’une de l’autre.
Sur les exemples, le panneau 60 comprend une première 63 et une seconde 64 portions libres et opposées l’une de l’autre. La première portion 63 et la seconde 64 portions peuvent être de mêmes épaisseurs ou de différentes épaisseurs. Sur les figures 5a et 5b, la première portion 63 est surépaissie par rapport à la seconde portion 64, alors que sur les figures 5c et 5d, la première 63 et seconde 64 portions sont de mêmes épaisseurs.
La première portion 63 peut comprendre un élément de liaison et/ou d’articulation 68. Sur les exemples, cet élément 68 peut être un orifice traversant qui s’étend entre les faces opposées de la première portion 63. Cet orifice est configuré, d’une part, pour lier le panneau 60 à la lèvre 40, et/ou d’autre part, pour articuler le panneau 60 par rapport à la lèvre 40.
La seconde portion 64 comprend une grille à ailettes 65 apte à être traversées par le flux d’air 100 et/ou à guider le flux d’air 100. La grille à ailettes 65 peut s’étendre sensiblement jusqu’à 70% de la longueur L totale du panneau 60. Sur les exemples, la grille à ailettes 65 s’étend sensiblement jusqu’à environ 50% de la longueur L totale du panneau 60. Ces ailettes peuvent être réparties régulièrement sur toute la largeur l de la seconde portion 64.
Les ailettes de grille 65 peuvent être formées de treillis 66, tels qu’illustrés sur les figures 5a et 5c, ou de lames transversales 67, telles qu’illustrées sur les figures 5b et 5d.
Par le terme « treillis », la présente demande définit des ailettes formées à la fois par des lames transversales et des lames longitudinales qui sont entrecroisées respectivement entre elles, de façon à former par exemple des motifs carrés ou rectangles.
Les ailettes de grille 65 des figures 5a et 5b sont fines et chacune de ces ailettes présente une épaisseur E1. Les ailettes de grille 65 des figures 5c et 5d sont épaisses et chacune de ces ailettes présente une épaisseur E2. Les épaisseurs E1, E2 sont mesurées suivant un axe transversal à l’axe X. L’épaisseur E1 peut être inférieure à environ 2cm et l’épaisseur E2 peut être supérieure à environ 2cm. L’épaisseur E1 fine des ailettes de grille 65 permet de rompre et de dissiper le flux d’air 100 traversant cette grille 65. L’épaisseur E2 épaisse des ailettes de grille 65 permet de rediriger l’écoulement du flux d’air 100 traversant cette grille 65 dans une direction optimisée dans la nacelle 3.
La manche d’entrée d’air 30 selon l’invention comprend également un système de commande 70 pour déplacer les panneaux 60 entre une position rétractée (figures 6a et 7a) et une position déployée (figures 6b et 7b). En position rétractée, les panneaux 60 sont accolés au corps 50 ( ) ou les panneaux 60 sont dans le corps 50 ( ). En position déployée, les panneaux 60 s’étendant en saillie sur la lèvre 40 ( , 7b).
Pour ce faire, le système de commande 70 comprend par exemple au moins un vérin 71, de préférence autant de vérins 71 que de panneaux 60, notamment électriques ou hydrauliques. Le système de commande 70 s’étend en particulier suivant un axe longitudinal T. Cet axe T peut être parallèle ou incliné par rapport à l’axe X de la manche 30. Sur les exemples, l’axe T est sensiblement incliné par rapport à l’axe X de manière à pousser chaque panneau 60 pour l’amener de la position rétractée à la position déployée et de manière à pouvoir tirer chaque panneau 60 dans le sens inverse.
Selon une première variante de l’invention, chaque panneau 60 est monté pivotant sur la lèvre 40 autour d’un axe de pivotement P entre les positions rétractée ( ) et déployée ( ). Cet axe P est orienté dans une direction sensiblement tangentielle à une circonférence centrée sur ce même axe P. Sur cet exemple, l’axe de pivotement P peut correspondre à l’élément de liaison et/ou d’articulation 68 précité. De cette façon, chaque panneau 60 est relié et articulé par rapport à la lèvre 40 par cet axe P.
Par ailleurs, le vérin 71 du système de commande 70 est relié sur une des parois 61, 62 du panneau 60. Sur l’exemple, une des extrémités du vérin 71 est reliée sur la paroi interne 61 du panneau 60.
La illustre donc le panneau 60 replié le long du corps 50. Plus particulièrement, la paroi externe 62 du panneau 60 est en prolongement longitudinale avec la paroi externe 52 du corps 50. Ceci permet de former de manière générale une surface externe continue et lisse de la nacelle 3, afin de ne pas engendrer de perturbation aérodynamique, notamment lorsque l’aéronef se déplace à une vitesse élevée. On peut donc dire que le secteur angulaire SI pourvu de panneaux 60 en position rétractée de la manche 30 présente une forme sensiblement similaire à celle du secteur angulaire dépourvu S0 de panneaux 60.Sur la , le corps 50 peut comprendre des fentes 55 de forme complémentaire aux ailettes de grille 65 des panneaux 60, en particulier lorsque les ailettes de grille 65 sont des lames transversales 67. Ceci permet aux panneaux 60 de se rétracter sur le corps 50 sans engendrer de perturbation aérodynamique de la nacelle.
Dans cette première variante, le système de commande 70 est configuré pour déplacer en translation le vérin 71 suivant l’axe T, de façon à faire pousser et pivoter le panneau 60 associé au vérin 71 autour de l’axe P et à faire rabattre le panneau 60 en position rétractée.
Selon une seconde variante de l’invention, chaque panneau 60 est monté mobile en translation vis-à-vis du corps 50 le long de l’axe T entre la position rétractée ( ) et la position déployée ( ).
Sur cet exemple, une des extrémités du vérin 71 du système de commande 70 est reliée à l’élément de liaison et/ou d’articulation 68 du panneau 60. Le corps 50 comprend au moins un logement 43 apte à recevoir les panneaux 60 en position rétractée et au moins une partie du vérin 71 lorsque les panneaux sont en position déployée. En particulier, le logement 43 comprend une ouverture permettant le repliement ou le déploiement du ou des panneaux 60 dans le corps 50 de la manche 30.
La illustre donc le panneau 60 replié à l’intérieur du corps 50. Plus particulièrement, le panneau 60 s’insère dans le logement 43. Sur l’exemple, une extrémité libre de la seconde portion 64 présente une forme complémentaire à l’ouverture du logement 43, de façon à verrouiller le logement 43. Ceci permet de limiter l’exposition du panneau 60 à l’environnement extérieur lorsque l’aéronef se déplace à une vitesse élevée. Dans cette configuration, le secteur angulaire SI pourvu de panneaux 60 en position rétractée de la manche 30 présente également une forme sensiblement similaire à celle du secteur angulaire dépourvu S0 de panneaux 60.Dans cette seconde variante, le système de commande 70 est configuré pour déplacer en translation le vérin 71 dans le logement 43 suivant l’axe T, de façon à faire pousser et translater le panneau 60 associé au vérin 71 le long de l’axe T et à faire replier totalement le panneau 60 dans le logement 43 en position rétractée.
En référence aux figures 6a et 7a (position rétractée des panneaux 60) et aux figures 6b et 7b (position déployée des panneaux 60), lorsque les panneaux 60 sont dans la position déployée, le flux d’air transversal 100 passant par l’entrée 38 et se dirigeant dans la manche d’entrée d’air 30 selon une direction transversale par rapport à l’axe X est filtré avant d’entrer dans la nacelle 3, notamment par la grille à ailettes 65 des panneaux 60 et la paroi externe 52 de corps 50. Cette position déployée est de préférence activée (automatiquement ou manuellement) lorsque l’aéronef A est immobile ou lorsque l’aéronef A se déplace à faible vitesse (par exemple au sol notamment lors du roulage ou au début d’une phase de décollage, ou bien lors d’une phase d’atterrissage de l’aéronef).
En revanche, lorsque les panneaux 60 sont dans la position rétractée, l’entrée 38 est alors libre sans obstacle et ce même flux d’air 100 est alors libre d’entrer dans la manche d’entrée d’air 30. Cette position rétractée est de préférence activée (automatiquement ou manuellement) lorsque l’aéronef A se déplace à vitesse élevée (par exemple en phase de vol). Dans cette condition, généralement aucun des tourbillons V ne vient créer de distorsion ou de vibration dans l’écoulement du flux d’air entrant par la nacelle 3 dans la turbomachine 2.
Par ailleurs, le déploiement des panneaux 60 par, d’une part, translation longitudinale du système de commande 70, et d’autre part, par pivotement des panneaux 60 autour de l’axe P par rapport au corps 50 ou par translation des panneaux le long de l’axe T par rapport au corps 50, permet aussi d’augmenter le débit d’air capté par la manche d’entrée d’air 30 sans modifier la section de l’entrée transversale 38. Les flux d’air 100 entrant dans la nacelle 3 par l’entrée transversale 38 de la nacelle ne sont donc pas perturbés par l’invention.
L’invention est avantageuse pour tout type de nacelles et en particulier pour les nacelles de grandes sections transversales. En effet, plus le diamètre de la section transversale de la nacelle est élevé, plus la circonférence de la nacelle est importante, et plus l’entrée transversale 38 sera grande. L’effet de l’entrée transversale 38 sur le débit d’air entrant dans la nacelle est ainsi accentué sur des nacelles présentant de grande section transversale.

Claims (10)

  1. Manche d’entrée d’air (30) pour une nacelle (3) d’un ensemble propulsif d’aéronef (1), cette manche (30) comportant un corps annulaire (50) s’étendant autour d’un axe de révolution (X), et une lèvre annulaire (40) d’entrée d’air formant un bord d’attaque de la manche (30),
    caractérisée en ce que la lèvre (40) comprend :
    - au moins un secteur angulaire dépourvu (S0) de panneau de redirection de flux d’air (60), et
    - au moins un secteur angulaire pourvu (SI, SL1, SL2) de plusieurs panneaux de redirection de flux d’air (60) adjacents, chaque panneau (60) étant relié à un système de commande (70) et étant configuré pour être mobile entre une position rétractée dans laquelle chaque panneau (60) s’étend le long ou dans le corps (50), et une position déployée dans laquelle chaque panneau (60) est en saillie sur la lèvre (40) et destiné à guider et/ou à être traversé par un flux d’air (100) entrant dans la manche d’entrée d’air (30).
  2. Manche selon la revendication 1, caractérisée en ce qu’elle comprend un premier secteur angulaire (SI) pourvu de panneaux situé à 6h et/ou un second secteur angulaire (SL1, SL2) pourvu de panneaux situé à 3h ou 9h, par analogie avec le cadran d’une horloge.
  3. Manche selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que chaque panneau (60) comprend une grille à ailettes (65) destinée à être traversée par ledit flux d’air (100).
  4. Manche selon la revendication 3, caractérisée en ce que les ailettes de la grille (65) sont des lames transversales (67) ou des treillis (66).
  5. Manche selon l’une des revendications 3 ou 4, caractérisée en ce que le corps (50) comprend des fentes (55) de forme complémentaire avec les ailettes de la grille (65).
  6. Manche selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le secteur angulaire pourvu de panneaux (60) a une étendue circonférentielle (αT) autour de l’axe (X) comprise entre 30° et 90°, de préférence comprise entre 40 et 80°, et par exemple d’environ 60°.
  7. Manche selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque panneau (60) est monté pivotant sur ledit corps (50) autour d’un axe de pivotement (P) orienté dans une direction sensiblement tangentielle à une circonférence centrée sur ledit axe (P).
  8. Manche selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que chaque panneau (60) est monté mobile en translation vis-à-vis dudit corps (50), et chaque panneau (60) est destiné à être engagé dans un logement (43) du corps (50) dans la position rétractée.
  9. Ensemble propulsif d’aéronef (1), comportant une nacelle (3) équipée d’une manche d’entrée d’air (30) selon l’une des revendications précédentes.
  10. Aéronef (A) comprenant un fuselage (F), au moins une aile de sustentation et au moins un ensemble propulsif (1) fixé au fuselage (F) ou monté sous l’aile de sustentation, caractérisé en ce que l’ensemble propulsif (1) comporte une nacelle (3) équipée d’une manche d’entrée d’air (30) selon l’une des revendications 1 à 8.
FR2009946A 2020-09-30 2020-09-30 Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef Active FR3114615B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2009946A FR3114615B1 (fr) 2020-09-30 2020-09-30 Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2009946 2020-09-30
FR2009946A FR3114615B1 (fr) 2020-09-30 2020-09-30 Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3114615A1 true FR3114615A1 (fr) 2022-04-01
FR3114615B1 FR3114615B1 (fr) 2024-01-12

Family

ID=73643088

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2009946A Active FR3114615B1 (fr) 2020-09-30 2020-09-30 Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3114615B1 (fr)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4865268A (en) * 1987-06-19 1989-09-12 Mtu Motoren - Und Turbinen-Union Muenchen Jet engine nacelle
US20080308684A1 (en) * 2007-06-15 2008-12-18 Chaudhry Zaffir A Nacelle with articulating leading edge slates
US20180371995A1 (en) * 2017-06-26 2018-12-27 The Boeing Company Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet
US10436112B2 (en) * 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4865268A (en) * 1987-06-19 1989-09-12 Mtu Motoren - Und Turbinen-Union Muenchen Jet engine nacelle
US20080308684A1 (en) * 2007-06-15 2008-12-18 Chaudhry Zaffir A Nacelle with articulating leading edge slates
US20180371995A1 (en) * 2017-06-26 2018-12-27 The Boeing Company Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet
US10436112B2 (en) * 2017-06-26 2019-10-08 The Boeing Company Translating turning vanes for a nacelle inlet

Also Published As

Publication number Publication date
FR3114615B1 (fr) 2024-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2030892B1 (fr) Pylone de suspension d'un moteur sous une aile d'avion
EP2433864B1 (fr) Dispositif de décharge d'air pour turboréacteur d'avion à double flux
EP2895703B1 (fr) Turbomachine comportant une pluralité d'aubes de stator à calage variable montées en amont de la soufflante
EP3204620B1 (fr) Stator de turbomachine d'aéronef
FR2908470A1 (fr) Ensemble de tuyere de turboreacteur double flux
EP0806563B1 (fr) Inverseur de poussée de turboréacteur à portes munies d'aubes deflectrices
FR2938502A1 (fr) Turbomachine comportant une helice non carenee equipee de moyens de guidage d'air
EP3164589B1 (fr) Nacelle de turboreacteur equipee d'un inverseur de poussee, comprenant des decoupes d'evitement du bec mobile d'une aile d'aeronef
FR2978802A1 (fr) Inverseur a grilles mobiles et tuyere variable par translation
WO2015049468A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage
EP1956226B1 (fr) Dispositif de décharge pour un turboréacteur, et turboréacteur le comportant
FR2982842A1 (fr) Avion
WO2017013362A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef comportant un inverseur de poussee
EP0515263B1 (fr) Inverseur de poussée pour turbosoufflante à très grand taux de dilution
FR3114615A1 (fr) Manche d’entree d’air filtrant la distorsion pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
FR2871776A1 (fr) Procede de freinage d'un avion et turboreacteur a double flux pour la mise en oeuvre du procede
FR2907853A1 (fr) Tuyere d'ejection des gaz pour turbomachine a double flux ayant une section d'ejection ou de col variable par deploiement de creneaux
WO2021136902A1 (fr) Inverseur de poussée à portes comprenant au moins un déflecteur escamotable pour obturer une ouverture latérale
EP4045397A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3052191B1 (fr) Inversion de poussee dans une turbomachine avec soufflante a calage variable
EP3004613A1 (fr) Nacelle de turboréacteur comportant un dispositif d'inversion de poussé à portes, comprenant des flancs intérieurs sur les côtés de l'ouverture
FR2998330A1 (fr) Moyeu de carter pour turbomachine d'aeronef comprenant une piece de fonderie compacte a deflecteur integre au flasque aval
EP3869023B1 (fr) Structure interne d'un conduit d'éjection primaire comportant un séparateur dont la géometrie varie en fonction de la température
WO2024023432A1 (fr) Inverseur de poussee comprenant un systeme ameliore d'actionnement en translation de la structure mobile de l'inverseur
WO2022219270A1 (fr) Inverseur de poussee a grilles mobiles comprenant une structure fixe plurifonctionnelle

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20220401

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4