FR3142456A1 - Ensemble propulsif pour un aeronef - Google Patents
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Abstract
Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant : - un mât réacteur (12), - une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12) et comportant un système fluidique (18), - un capotage (16) qui comporte au moins un panneau (20) articulé sur le mât réacteur (14) et portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit de fluide (26’) raccordé audit système fluidique (18), caractérisé le circuit de fluide (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une articulation tournante (30, 30’) qui est centrée sur le l’axe d’articulation du panneau (20) correspondant. Figure pour l’abrégé : Figure 5
Description
La présente invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef.
L’état de l’art comprend notamment le document FR-A1-3 094 750.
La illustre un ensemble propulsif 10 pour un aéronef.
Dans la présente demande, on entend par ensemble propulsif 10 pour un aéronef, un ensemble comportant un mât réacteur 12, une turbomachine 14 et son capotage 16.
Le mât réacteur 12 est une pièce massive qui permet de fixer une turbomachine 14 à un aéronef, et par exemple à une voilure de l’aéronef. Le mât réacteur 12 comprend donc des éléments de fixation à l’aéronef et des éléments de fixation de la turbomachine 14. Le mât réacteur 12 a une forme générale allongée et s’étend le long d’un premier axe A.
Dans la présente demande, la turbomachine 14 est située sous le mât réacteur 12 ou à côté du mât réacteur. La turbomachine peut être suspendue au mât réacteur 12 sous la voilure de l’aéronef. En variante, la turbomachine peut être installée à l’arrière du fuselage de l’aéronef.
La turbomachine 14 a une forme générale allongée le long d’un second axe B qui peut être parallèle au premier axe A. Les premier et second axes A, B sont situés dans un même plan P. Ce plan P peut être vertical ou incliné par rapport à la verticale.
On désigne par 12h (pour 12 heures) et 6h (pour 6 heures) des positions de pièces autour du second axe B, par analogie avec le cadran d’une horloge en regardant l’ensemble par l’arrière. La position 12h est située dans le plan P et au niveau du mât réacteur 12, et la position 6h est située dans le plan P sous la turbomachine 14.
La turbomachine 14 comporte un système de lubrification 18 qui permet notamment de lubrifier des paliers de la turbomachine par circulation d’huile de lubrification.
Le capotage 16 entoure la turbomachine 14 et s’étend le long du second axe B. Le capotage 16 peut comprendre plusieurs morceaux et comporte deux panneaux 20 de forme générale semi-circulaire qui s’étendent de part et d’autre du plan P précité. Ces panneaux 20 comprennent des bords longitudinaux supérieurs 22 qui sont fixés au mât réacteur 12 et disposés de part et d’autre du plan P, à proximité de la position 12h, et des bords longitudinaux inférieurs 24 qui sont fixés en général l’un à l’autre et sont donc situés à la position 6h.
Ces panneaux 20 sont articulés par leurs bords supérieurs 22 pour pouvoir ouvrir le capotage 16 et intervenir dans la turbomachine 14 lors d’une opération de maintenance au sol par exemple. Cette articulation est rendue possible par des charnières 25 de fixation des bords supérieurs 22 des panneaux 20 au mât réacteur 12. Chacun des panneaux 20 est articulé autour d’un troisième axe C qui peut être parallèle au second axe B par exemple, depuis une position fermée dans laquelle son bord inférieur 24 est à la position 6h, jusqu’à une position ouverte dans laquelle son bord inférieur 24 est éloigné de la position 6h.
Le capotage 16 peut porter au moins un échangeur surfacique 26 de chaleur. Un échangeur 26 de ce type comprend un circuit d’huile 26’ raccordé au système de lubrification 18, et une surface d’échange qui est exposée à un flux d’air de refroidissement. Un échange de calories entre la surface et le circuit d’huile 26’ de l’échangeur permet de refroidir l’huile provenant du système de lubrification 18 avant de la renvoyer à ce système de lubrification 18, comme illustré par les flèches en pointillés à la .
Au moins une partie du capotage 16 peut définir intérieurement une veine annulaire d’écoulement d’un flux d’air autour de la turbomachine 14, telle qu’une veine d’écoulement d’un flux secondaire ou autre. Dans ce cas, la surface d’échange de l’échangeur surfacique 26 est donc balayée par ce flux d’air.
L’échangeur 26 porté par le capotage 16 est relié au système de lubrification 18 par des moyens de raccordement fluidique qui doivent autoriser l’ouverture des panneaux 20 et en particulier leur pivotement, sans forcément nécessiter de déconnecter l’échangeur 26 vis-à-vis du système de lubrification 18.
Dans la technique actuelle, ces moyens de raccordement sont des tuyaux 28 souples et flexibles, comme illustré à la . Chacun de ces tuyaux 28 comprend une extrémité 28a solidaire d’un panneau 20 et destinée à être reliée à l’échangeur 26 porté par ce panneau 20, et une extrémité 28b opposée solidaire du mât réacteur 12 et destinée à être raccordée au système de lubrification 18 de la turbomachine 14. Quelle que soit la position du panneau 20, le circuit d’huile 26’ de l’échangeur 26 reste raccordé au système de lubrification 18 grâce à la souplesse des tuyaux 28. La montre deux états distincts de déformation d’un même tuyau 28 pour deux positions différentes d’un panneau 20.
Cette technologie présente des inconvénients. Tout d’abord, il est nécessaire que l’environnement autour des tuyaux 28 restent libres pour ne pas gêner le débattement des tuyaux 28 lors de l’ouverture et de la fermeture des panneaux 20. Les tuyaux 28 ont de plus une longueur relativement importante pour permettre leur flexion sans entrainer des contraintes conduisant à la rupture ou à une déformation permanente. Cette technologie est ainsi relativement encombrante. Par ailleurs, ces tuyaux 28 sont surdimensionnés pour être suffisamment résistants et ont en particulier un diamètre important du fait de la présence d’une couche épaisse de protection autour de ces tuyaux 28 afin de résister au feu et aux autres agressions. Enfin, cette technologie est relativement coûteuse et de masse importante.
Par ailleurs, le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à au moins une partie des problèmes précités de la technique antérieure.
L'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions.
L’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant :
- un mât réacteur s’étendant le long d’un premier axe,
- une turbomachine fixée au mât réacteur, cette turbomachine s’étendant le long d’un second axe, les premier et second axes s’étendant dans un même plan, la turbomachine comportant un système fluidique,
- un capotage qui s’étend le long et autour du second axe, le capotage comportant au moins un panneau de forme générale semi-circulaire qui s’étend autour dudit second axe, ledit au moins un panneau comportant un bord longitudinal qui est fixé au mât réacteur par des charnières qui définissent un troisième axe de pivotement du panneau, depuis une position fermée dans laquelle il s’étend autour de la turbomachine jusqu’à une position ouverte dans laquelle il est écarté de la turbomachine, ledit au moins un panneau portant au moins un échangeur surfacique de chaleur qui comprend un circuit de fluide raccordé audit système fluidique,
caractérisé en ce que le circuit de fluide est raccordé au système fluidique par au moins une articulation tournante qui est centrée sur le troisième axe et qui est reliée par un premier tube rigide au circuit de fluide et par un second tube rigide au système fluidique, cette articulation tournante comportant un premier organe fixé rigidement au premier tube, et un second organe fixé rigidement au second tube, les premier et second organes étant assemblés de façon à pouvoir tourner l’un par rapport à l’autre autour du troisième axe et à assurer une communication fluidique entre les premier et second tubes quelle que soit la position des premier et second organes autour du troisième axe.
L’invention propose ainsi de raccorder le circuit de fluide de l’échangeur du panneau au système fluidique de la turbomachine, par l’intermédiaire d’au moins une articulation tournante. Une première spécificité de cette articulation tournante est qu’elle est centrée sur le troisième axe, c’est-à-dire sur l’axe d’articulation du panneau correspondant. Il n’y a donc pas d’effort particulier subi par l’articulation dans la mesure où elle suit les débattements du panneau lors de ses déplacements. Une autre spécificité de l’articulation tournante est qu’elle est formée d’éléments rigides au contraire des tuyaux de la technique antérieure. Elle comprend des tubes rigides et des organes de raccordement et d’articulation de ces tubes rigides. Le raccordement fluidique entre le circuit de fluide et le système fluidique est assurée en continu quelle que soit la position du panneau.
L’ensemble propulsif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :
- chacun des premier et second organes comprend un passage interne en L dont une première extrémité est reliée au tube correspondant, et dont une seconde extrémité est reliée à l’autre organe ;
- l’un des premier et second organes comprend un embout mâle qui est engagé selon le troisième axe dans un embout femelle de l’autre des premier et second organes ;
- au moins un joint ou moyen d’étanchéité est monté entre les embouts mâle et femelle ;
- le circuit de fluide est raccordé au système fluidique par deux articulations tournantes centrées sur le troisième axe, une première de ces articulations tournantes étant reliée à une entrée dudit circuit de fluide, et une seconde de ces articulations tournantes étant reliée à une sortie de fluide dudit circuit ;
- les première et seconde articulations tournantes sont à distance l’une de l’autre ;
- les première et seconde articulations tournantes sont accolées ;
- au moins une vanne est montée entre le système fluidique et le second tube rigide de la ou de chaque articulation tournante ;
- ledit au moins un panneau comprend une surface concave interne sur laquelle est situé ledit au moins un échangeur ;
-- ledit plan dans lequel s’étendent les premier et second axes est vertical ou incliné par rapport à la verticale ;
-- ledit circuit de fluide est un circuit d’huile ou un circuit de liquide de refroidissement ;
- le circuit de fluide est raccordé au système fluidique par au moins une double articulation tournante qui comprend :
- le premier tube rigide s’étendant entre le circuit de fluide et le premier organe d’une première articulation,
- le second tube rigide s’étendant entre le second organe de la première articulation et un troisième organe fixé rigidement à une extrémité de ce second tube,
- un troisième tube rigide s’étendant entre le système fluidique et un quatrième organe fixé rigidement à une extrémité de ce troisième tube,
les troisième et quatrième organes formant une seconde articulation tournante et étant assemblés de façon à pouvoir tourner l’un par rapport à l’autre autour d’un quatrième axe parallèle au troisième axe et à assurer une communication fluidique entre les second et troisième tubes quelle que soit la position des troisième et quatrième organes autour du quatrième axe,
-- le capotage entoure au moins une partie de la turbomachine,
-- le capotage comprend deux panneaux de forme générale semi-circulaire qui s’étendent de part et d’autre dudit axe principal,
-- chacun de ces panneaux comporte un bord longitudinal supérieur et inférieur,
-- le bord longitudinal supérieur du ou de chaque panneau est fixé par les charnières,
-- l’autre des panneaux porte un autre échangeur de chaleur ou un autre type d’équipement fluidique,
-- la turbomachine s’étend sous le mât réacteur ou à côté du mât réacteur,
-- le ou chaque panneau a une forme générale semi-circulaire.
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
Les figures 1 et 2 ont déjà été décrites dans ce qui précède.
La peut être considérée comme illustrant un ensemble propulsif 10 au sens de l’invention donc la description qui précède en relation avec cette peut être considérée comme concernant également l’invention.
L’ensemble propulsif 10 peut être situé sous la voilure de l’aéronef ou à l’arrière du fuselage de l’aéronef par exemple.
Par ailleurs, l’ensemble propulsif 10 peut être de n’importe quel type et par exemple du type turboréacteur à double ou triple flux, turbomachine à soufflante carénée ou non carénée, turbopropulseur, open rotor, etc.
La illustre les moyens de raccordement de la technique antérieure, entre le circuit fluidique ou de fluide 26’ d’un échangeur de chaleur 26 porté par un panneau 20 de capotage, et le système de lubrification 18 de la turbomachine 14. Ces moyens de raccordement comprennent des tuyaux 28 souples et présentent des inconvénients décrits plus haut.
La présente invention propose une technologie différente pour raccorder le circuit de fluide 26’ d’un échangeur 26 à un système fluidique 18 de la turbomachine 14.
Le système fluidique 18 est par exemple un système de lubrification mais pourrait en variante être un système de refroidissement. Le circuit de fluide 26’ est par exemple un circuit d’huile mais pourrait en variante être un circuit de liquide de refroidissement.
Le principe de cette technologie est illustré à la et consiste à utiliser une ou plusieurs articulations tournantes 30. La montre trois articulations tournantes 30a, 30b, 30c qui sont reliées entre elles par des tubes rigides.
Un premier tube rigide 32 s’étend entre une vanne 33 ou robinet et une première articulation 30a. Un second tube rigide 34 s’étend entre la première articulation 30a et une seconde articulation 30b. Un troisième tube rigide 36 s’étend entre la seconde articulation 30b et une troisième articulation 30c. Enfin, un quatrième tube rigide 38 s’étend entre la troisième articulation 30c et une sortie de fluide 40.
Chacune des articulations 30a, 30b, 30c comprend deux organes qui sont fixés rigidement aux tubes correspondants et qui sont accouplés l’un à l’autre pour d’une part assurer le raccordement fluidique entre les tubes, et d’autre part permettre une rotation des tubes l’un par rapport à l’autre autour d’un axe D.
L’organe 42 fixé à l’extrémité du premier tube 32 est ainsi accouplé à l’organe 44 fixé à l’extrémité du second tube 34. Les organes 42, 44 forment la première articulation tournante 30a autour d’un premier axe D1, et sont aptes à assurer une communication fluidique entre les tubes 32, 34 quelle que soit la position des organes 42, 44 et des tubes 32, 34 vis-à-vis de l’axe D1.
L’organe 46 fixé à l’autre extrémité du second tube 34 est accouplé à l’organe 48 fixé à l’extrémité du troisième tube 36. Les organes 46, 48 forment la seconde articulation tournante 30b autour d’un second axe D2, et sont aptes à assurer une communication fluidique entre les tubes 34, 36 quelle que soit la position des organes 46, 48 et des tubes 34, 36 vis-à-vis de l’axe D2.
L’organe 50 fixé à l’autre extrémité du troisième tube 36 est accouplé à l’organe 52 fixé à l’extrémité du quatrième tube 38. Les organes 50, 52 forment la troisième articulation tournante 30c autour d’un second axe D3, et sont aptes à assurer une communication fluidique entre les tubes 36, 38 quelle que soit la position des organes 50, 52 et des tubes 36, 38 vis-à-vis de l’axe D3.
Les axes D1, D2, D3 sont parallèles.
La montre l’articulation tournante 30a en coupe, les autres articulations tournantes 30b, 30c étant similaires.
Le tube 32 comprend un passage interne 32a pour la circulation d’un fluide, qui s’étend sur toute sa longueur et est relié à une extrémité d’un passage interne 42a de l’organe 42. Le passage interne 42a de l’organe 42 a une forme générale en L et son extrémité, opposée au tube 32, est reliée à une extrémité du passage interne 44a en forme de L de l’autre organe 44. Le tube 34 comprend un passage interne 34a qui s’étend sur toute sa longueur et est relié à l’extrémité opposée du passage interne 42a de l’organe 42.
Un passage en L comporte deux portions perpendiculaires, à savoir une première portion qui s’étend dans une direction et une deuxième portion qui s’étend dans une direction perpendiculaire à la première, les deux portions étant en communication fluidique.
Les organes 42, 44 peuvent être assemblés par un emboîtement du type mâle femelle par exemple, comme illustré dans le dessin. L’emboîtement est réalisé suivant l’axe D1 et permet de former l’articulation 30a autour de cet axe. Dans l’exemple représenté, l’organe 42 comprend un embout femelle 42b qui est traversé par le passage 42a et qui reçoit un embout mâle 44b de l’organe 44, cet embout mâle 44b étant également traversé par le passage 44a de cet organe 44.
Des moyens d’étanchéité, tels qu’un ou plusieurs joints annulaires 54, peuvent être montés au niveau des embouts 42b, 44b.
La illustre un premier mode de réalisation d’un ensemble propulsif 10 selon l’invention. Comme évoqué dans ce qui précède, cet ensemble propulsif 10 comprend :
- un mât réacteur 12,
- une turbomachine 14 comportant un système fluidique 18, et
- un capotage 16 qui peut entourer la turbomachine 14, comme dans l’exemple représenté.
Dans l’exemple représenté, le capotage 16 comprend deux panneaux 20 de forme générale semi-circulaire qui s’étendent de part et d’autre du plan P précité et qui comprennent des bords longitudinaux supérieurs 22 qui sont fixés au mât réacteur 12 par des charnières 25. Ces bords supérieurs 22 sont situés sensiblement dans une position 12h en étant séparés l’un de l’autre par le mât réacteur 12.
Dans l’exemple représenté, les charnières 25 sont au nombre de trois et sont disposées les unes derrière les autres le long de l’axe C. On peut donc considérer qu’il y a une charnière amont, une charnière intermédiaire et une charnière aval. De préférence, deux de ces charnières sont montées fixes et la troisième est montée flottante de manière à avoir un alignement parfait.
Chacun des panneaux 20 est articulé autour d’un troisième axe C (défini par les charnières 25) qui peut être parallèle au second axe B par exemple, depuis une position fermée dans laquelle son bord inférieur (non visible) est sensiblement à la position 6h, jusqu’à une position ouverte dans laquelle son bord inférieur est éloigné de la position 6h. Le débattement angulaire entre les deux positions est par exemple supérieur à 30° autour de l’axe C.
Chacun des panneaux 20 porte au moins un échangeur surfacique 26 de chaleur qui comprend un circuit de fluide 26’ raccordé au système fluidique 18, et une surface d’échange qui est exposée à un flux de gaz de refroidissement 4.
Dans l’exemple représenté, l’échangeur 26 est situé sur une surface incurvée concave du panneau 20, qui est orientée vers l’axe B, et qui est donc une surface interne du panneau. Cette position n’est pas limitative. En variante, l’échangeur 26 pourrait par exemple être sur une surface convexe externe du panneau 20.
En effet, dans le cadre de la présente invention, le panneau 20 peut être un panneau interne ou externe de la turbomachine et de l’ensemble propulsif, et peut être balayé par un flux de gaz passant à l’intérieur ou à l’extérieur du panneau (notamment un flux secondaire ou flux externe à la turbomachine). L’échangeur 26 est donc situé à l’intérieur ou à l’extérieur du panneau 20, et donc positionné sur une surface interne ou externe de ce panneau 20.
Les moyens de raccordement fluidique du circuit de fluide 26’ de chaque échangeur 26 au système fluidique 18 comprennent au moins une articulation tournante 30 telle que décrite dans ce qui précède.
Dans l’exemple représenté, le circuit de fluide 26’ comprend une entrée de fluide 26a et une sortie de fluide 26b. Le système fluidique 18 comprend une entrée de fluide 18a et une sortie de fluide 18b.
L’entrée de fluide 26a du circuit 26’ est reliée à la sortie de fluide 18b du système 18 par une première articulation 30 qui est centrée sur l’axe C de pivotement du panneau 20 qui porte l’échangeur 26 avec ce circuit 26’. Cette première articulation 30 est reliée par des tubes rigides 32, 34 respectivement à l’entrée 26a et à la sortie 18b ou à des conduites reliées à cette entrée et cette sortie. Dans l’exemple représenté, on constate que la première articulation est située à côté d’une des charnières 25, qui est la charnière intermédiaire 25a dans l’exemple représenté. Une vanne 33 est avantageusement intercalée entre l’articulation 30 et la sortie 18b donc juste en amont de l’articulation 30. Cette vanne 33 peut également être centrée sur l’axe C. Dans le dessin, on constate que la charnière 25a est située entre la vanne 33 et l’articulation 30.
La sortie de fluide 26b du circuit 26’ est reliée à l’entrée de fluide 18a du système 18 par une seconde articulation 30’ qui est centrée sur l’axe C de pivotement du panneau 20 qui porte l’échangeur 26 avec ce circuit 26’. Cette seconde articulation 30’ est reliée par des tubes rigides 32, 34 respectivement à la sortie 26b et à l’entrée 18a ou à des conduites reliées à cette sortie et à cette entrée. Dans l’exemple représenté, on constate que la seconde articulation est située à côté d’une autre des charnières 25, qui est la charnière aval dans l’exemple représenté. Une vanne 33 est avantageusement intercalée entre l’articulation 30’ et l’entrée 18a donc juste en aval de l’articulation 30’. Cette vanne 33 peut également être centrée sur l’axe C. Dans le dessin, on constate que la charnière 25b est située entre la vanne 33 et l’articulation 30’.
Les articulations 30, 30’ sont donc à distance l’une de l’autre, le long de l’axe C.
La ou les vannes 33 permettent d’isoler le circuit de fluide en vue par exemple du démontage de l’échangeur 26 ou du panneau 20 lors d’une opération de maintenance.
La variante de réalisation de la diffère du précédent mode de réalisation notamment par le fait que les deux articulations 30, 30’ sont ici accolées et non plus à distance l’une de l’autre.
Comme illustré dans le dessin, l’organe 42 de la première articulation 30 est intercalé entre l’organe 44 de cette articulation 30 et l’organe 42’ de la seconde articulation 30’.
Les articulations 30, 30’ sont ici disposées au niveau de la première charnière 25a, d’un côté de cette charnière 25a. La vanne 33 associée à la première articulation 30 est située de l’autre côté de la charnière 25a, et les articulations sont situées entre la charnière 25a et l’autre vanne 33.
La variante de réalisation de la diffère de la précédente variante en ce qu’elle utilise non pas une simple articulation tournante, pour chaque liaison fluidique, mais une double articulation tournante ce qui permet de n’avoir pas l’obligation de s’aligner sur le même axe de rotation que les charnières 25.
L’entrée de fluide 26a du circuit 26’ est reliée à la sortie de fluide 18b du système 18 par une double articulation qui comprend des articulations 30a et 30b du type de celle de la par exemple. La première articulation 30a est centrée sur l’axe C et la seconde 30b est centrée sur un axe parallèle à l’axe C.
L’invention présente de nombreux avantages parmi lesquels :
- les tubes sont rigides, ce qui est avantageux en termes de coût, de masse et de maintenance,
- le diamètre des tubes est optimisé et n’a pas besoin d’être surdimensionné, ce qui facilite l’intégration de l’articulation tournante dans l’environnement,
- il n’y a pas de déplacements relatifs des articulations sauf dans le cas de la dernière variante et de l’utilisation d’une double articulation tournante,
- la longueur de l’articulation tournante est également optimisée,
- la maintenance est simplifiée et moins coûteuse car le démontage du circuit de fluide est plus simple et rapide,
- la dernière variante permet d’avoir des désalignements par rapport à l’axe C des charnières.
Claims (10)
- Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif (10) comportant :
- un mât réacteur (12) s’étendant le long d’un premier axe (A),
- une turbomachine (14) fixée au mât réacteur (12), cette turbomachine (14) s’étendant le long d’un second axe (B), les premier et second axes (A, B) s’étendant dans un même plan (P), la turbomachine (14) comportant un système fluidique (18),
- un capotage (16) qui s’étend le long et autour du second axe (B), le capotage (16) comportant au moins un panneau (20) qui s’étend autour dudit second axe, ledit au moins un panneau (20) comportant un bord longitudinal (22) qui est fixé au mât réacteur (14) par des charnières (25) qui définissent un troisième axe (C) de pivotement du panneau, depuis une position fermée dans laquelle il s’étend autour de la turbomachine (14) jusqu’à une position ouverte dans laquelle il est écarté de la turbomachine (14), ledit au moins un panneau (20) portant au moins un échangeur surfacique de chaleur (26) qui comprend un circuit de fluide (26’) raccordé audit système fluidique (18),
caractérisé en ce que le circuit de fluide (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une articulation tournante (30, 30’) qui est centrée sur le troisième axe (C) et qui est reliée par un premier tube rigide (32) au circuit de fluide (26’) et par un second tube rigide (34) au système fluidique (18), cette articulation tournante (30, 30’) comportant un premier organe (42) fixé rigidement au premier tube (32), et un second organe (44) fixé rigidement au second tube (34), les premier et second organes (42, 44) étant assemblés de façon à pouvoir tourner l’un par rapport à l’autre autour du troisième axe (C) et à assurer une communication fluidique entre les premier et second tubes (32, 34) quelle que soit la position des premier et second organes (42, 44) autour du troisième axe (C). - Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1, dans lequel chacun des premier et second organes (42, 44) comprend un passage interne (42a, 44a) en L dont une première extrémité est reliée au tube (32, 34) correspondant, et dont une seconde extrémité est reliée à l’autre organe (44, 42).
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’un des premier et second organes (42, 44) comprend un embout mâle (44b) qui est engagé selon le troisième axe (C) dans un embout femelle (42b) de l’autre des premier et second organes (44, 42).
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 3, dans lequel au moins un joint ou moyen d’étanchéité (54) est monté entre les embouts mâle et femelle (42b, 44b).
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit de fluide (26’) est raccordé au système fluidique (18) par deux articulations tournantes (30, 30’) centrées sur le troisième axe (C), une première de ces articulations tournantes (30) étant reliée à une entrée (26a) dudit circuit de fluide (26’), et une seconde (30’) de ces articulations tournantes étant reliée à une sortie de fluide (26b) dudit circuit (26’).
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 5, dans lequel les première et seconde articulations tournantes (30, 30’) sont à distance l’une de l’autre.
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 5, dans lequel les première et seconde articulations tournantes (30, 30’) sont accolées.
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel au moins une vanne (33) est montée entre le système fluidique (18) et le second tube rigide (34) de la ou de chaque articulation tournante (30, 30’).
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit de fluide (26’) est raccordé au système fluidique (18) par au moins une double articulation tournante (30a, 30b) qui comprend :
- le premier tube rigide (32) s’étendant entre le circuit de fluide (26’) et le premier organe (42) d’une première articulation (30a),
- le second tube rigide (34) s’étendant entre le second organe (44) de la première articulation (30a) et un troisième organe (46) fixé rigidement à une extrémité de ce second tube (34), et
- un troisième tube rigide (36) s’étendant entre le système fluidique (18) et un quatrième organe (48) fixé rigidement à une extrémité de ce troisième tube (36),
les troisième et quatrième organes (46, 48) formant une seconde articulation tournante (30b) et étant assemblés de façon à pouvoir tourner l’un par rapport à l’autre autour d’un quatrième axe parallèle au troisième axe (C) et à assurer une communication fluidique entre les second et troisième tubes (34, 36) quelle que soit la position des troisième et quatrième organes (46, 48) autour du quatrième axe. - Ensemble propulsif (10) selon la revendication 5, dans lequel ledit au moins un panneau (20) comprend une surface concave interne sur laquelle est situé ledit au moins un échangeur (26).
Priority Applications (2)
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|---|---|---|---|
| FR2212297A FR3142456A1 (fr) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | Ensemble propulsif pour un aeronef |
| PCT/FR2023/051803 WO2024110720A1 (fr) | 2022-11-24 | 2023-11-15 | Ensemble propulsif pour un aeronef |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2212297 | 2022-11-24 | ||
| FR2212297A FR3142456A1 (fr) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | Ensemble propulsif pour un aeronef |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3142456A1 true FR3142456A1 (fr) | 2024-05-31 |
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ID=85122452
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2212297A Pending FR3142456A1 (fr) | 2022-11-24 | 2022-11-24 | Ensemble propulsif pour un aeronef |
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| Country | Link |
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| WO (1) | WO2024110720A1 (fr) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2567081A1 (fr) * | 1984-07-03 | 1986-01-10 | Sueddeutsche Kuehler Behr | Conduite d'eau de chauffage |
| CN207854371U (zh) * | 2017-12-26 | 2018-09-11 | 中国移动通信集团广东有限公司 | 一种用于机柜的热管背板系统 |
| US20200049028A1 (en) * | 2017-04-24 | 2020-02-13 | Safran Aircraft Engines | Aircraft propulsion assembly comprising air-liquid heat exchangers |
| FR3094750A1 (fr) | 2019-04-03 | 2020-10-09 | Safran Nacelles | Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef |
| US20210078380A1 (en) * | 2018-05-18 | 2021-03-18 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Liquid System and Motor Vehicle Comprising such a Liquid System |
-
2022
- 2022-11-24 FR FR2212297A patent/FR3142456A1/fr active Pending
-
2023
- 2023-11-15 WO PCT/FR2023/051803 patent/WO2024110720A1/fr unknown
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2567081A1 (fr) * | 1984-07-03 | 1986-01-10 | Sueddeutsche Kuehler Behr | Conduite d'eau de chauffage |
| US20200049028A1 (en) * | 2017-04-24 | 2020-02-13 | Safran Aircraft Engines | Aircraft propulsion assembly comprising air-liquid heat exchangers |
| CN207854371U (zh) * | 2017-12-26 | 2018-09-11 | 中国移动通信集团广东有限公司 | 一种用于机柜的热管背板系统 |
| US20210078380A1 (en) * | 2018-05-18 | 2021-03-18 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Liquid System and Motor Vehicle Comprising such a Liquid System |
| FR3094750A1 (fr) | 2019-04-03 | 2020-10-09 | Safran Nacelles | Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2024110720A1 (fr) | 2024-05-30 |
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