RU2798402C2

RU2798402C2 - Improved air-tight sealing device, made with the possibility of introduction between the element of the hull of a double-flow turbine engine of the aircraft and the element of the nacelle

Info

Publication number: RU2798402C2
Application number: RU2021115447A
Authority: RU
Inventors: Брюно Александр Дидье ЖАКОН; Багдад АШБАРИ; Фаузи АЛИУА; Эрве СИМОНОТТИ
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2018-12-05
Filing date: 2019-11-19
Publication date: 2023-06-22

Abstract

FIELD: turbine engines.

SUBSTANCE: invention relates to an airtight sealing device (40) configured to be inserted between the element (16) of the body of a double-flow turbine engine of an aircraft and the element (30) of the nacelle. The sealing device contains a fastening tab (42), at the end of which there is a sealing section (44) having an outer surface made with the possibility of contact with the body element and the gondola element, and an inner surface limiting the cavity. The inner surface defines at least one bulge extending into the interior of the cavity.

EFFECT: invention has a sufficiently high rigidity in operation to withstand air pressure, regardless of the level of deformation of the sealing device.

8 cl, 8 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеThe field of technology to which the invention belongs

Изобретение относится к воздухонепроницаемым уплотнительным устройствам, выполненным с возможностью введения между элементом корпуса двухпоточного турбинного двигателя летательного аппарата и элементом гондолы, прилегающим к элементу корпуса.SUBSTANCE: invention relates to air-tight sealing devices made with the possibility of insertion between the housing element of a dual-flow turbine engine of an aircraft and the nacelle element adjacent to the housing element.

Изобретение применяется к любому типу двухпоточного турбинного двигателя и, в частности, к турбореактивному двигателю.The invention applies to any type of twin-stream turbine engine, and in particular to a turbojet engine.

Уровень техникиState of the art

В двухпоточном турбинном двигателе летательного аппарата одна или более зон уплотнения, как правило, предусматриваются между корпусом турбинного двигателя и гондолой, в частности, чтобы ограничивать утечки из вторичного потока, в частности, в направлении винтового отсека турбинного двигателя.In a dual flow turbine engine of an aircraft, one or more sealing zones are generally provided between the turbine engine housing and the nacelle, in particular to limit leakage from the secondary flow, in particular towards the propeller compartment of the turbine engine.

Чтобы ограничивать эти потенциальные утечки воздуха, традиционные решения могут быть рассмотрены, но они, как правило, не являются полностью удовлетворяющими. Фактически, уплотнительные устройства, предназначенные для установки в таких зонах, должны удовлетворять множеству ограничений, делающих их конструкцию особенно сложной. Одним из главных ограничений является необходимость иметь достаточно высокую жесткость в эксплуатации, чтобы выдерживать давление воздуха, независимо от уровня деформации уплотнительного устройства. Эта цель ведет к обеспечению очень высокой жесткости, но она должна, тем не менее, оставаться достаточно низкой, чтобы предоставлять возможность установки элемента гондолы на элемент корпуса.To limit these potential air leaks, conventional solutions may be considered, but they are generally not entirely satisfactory. In fact, sealing devices intended for installation in such areas must satisfy a number of constraints that make their design particularly complex. One of the main limitations is the need to have a sufficiently high rigidity in operation to withstand air pressure, regardless of the level of deformation of the sealing device. This goal leads to a very high rigidity, but it must nevertheless remain low enough to allow mounting of the nacelle element on the hull element.

Эти противоречащие ограничения делают проектирование трудным. Следовательно, остается необходимость в осуществлении воздухонепроницаемого уплотнительного устройства, конструкция которого гарантирует требуемые функции.These conflicting constraints make designing difficult. Therefore, there remains a need to provide an airtight sealing device whose design guarantees the required functions.

Сущность изобретенияThe essence of the invention

Чтобы удовлетворить необходимость, изобретение, во-первых, относится к воздухонепроницаемому уплотнительному устройству, выполненному с возможностью введения между элементом корпуса двухпоточного турбинного двигателя летательного аппарата и элементом гондолы, уплотнительное устройство содержит признаки пункта 1 формулы изобретения.To satisfy the need, the invention firstly relates to an air-tight sealing device capable of being inserted between an aircraft dual-flow turbine engine housing element and a nacelle element, the sealing device comprises the features of claim 1.

Выпуклости преимущественно позволяют ограничивать прогиб уплотнительного участка устройства. Таким образом, они обеспечивают удовлетворительную реакцию на выраженную потребность, в частности, обеспечивая повышенную жесткость в случае максимального сжатия, благодаря несущей способности, обеспечиваемой этими выпуклостями.The bulges advantageously make it possible to limit the deflection of the sealing portion of the device. Thus, they provide a satisfactory response to the expressed need, in particular by providing increased rigidity in case of maximum compression due to the load-bearing capacity provided by these bulges.

Изобретение предпочтительно предоставляет по меньшей мере один из следующих необязательных технических признаков, взятых по отдельности или в комбинации.The invention preferably provides at least one of the following optional technical features, taken alone or in combination.

Каждая выпуклость продолжается в направлении центра полости, ограниченной уплотнительным участком.Each bulge extends towards the center of the cavity defined by the sealing area.

В поперечном сечении уплотнительного устройства каждая выпуклость определяет направление по высоте выпуклости, расположенное с формированием угла, находящегося между 40 и 60°, с направлением, в котором продолжается фиксирующая лапка. Предпочтительно, этот угол составляет порядка 50°. Эти значения угла A1 соответствуют значениям, наблюдаемым в неограниченном состоянии уплотнительного участка устройства.In the cross section of the sealing device, each bulge defines a height direction of the bulge arranged to form an angle between 40° and 60° with the direction in which the locking tab extends. Preferably, this angle is in the order of 50°. These values of the angle A1 correspond to the values observed in the unrestricted state of the sealing section of the device.

Направления по высоте выпуклостей для двух выпуклостей совпадают, предпочтительно проходя через центр полости, ограниченной уплотнительным участком.The height directions of the bulges for the two bulges coincide, preferably passing through the center of the cavity defined by the sealing area.

Уплотнительный участок формирует замкнутый контур, ограничивающий внутри упомянутую полость, замкнутый контур предпочтительно имеет по существу круглую форму в неограниченном состоянии. Другие формы могут, тем не менее, быть применены, такие как овальная или продолговатая форма, без отступления от рамок изобретения.The sealing portion forms a closed loop delimiting said cavity inside, the closed loop preferably having a substantially circular shape in an unconstrained state. Other shapes may, however, be used, such as an oval or oblong shape, without departing from the scope of the invention.

Уплотнительный участок пересекается одним или более отверстиями для повышения давления в полости. Это позволяет усиливать контакт между уплотнительным участком, ограничивающим эту полость, и элементами корпуса и гондолы.The sealing section is crossed by one or more holes to pressurize the cavity. This makes it possible to enhance the contact between the sealing area that defines this cavity, and the elements of the housing and nacelle.

Уплотнительный участок имеет по меньшей мере один из следующих признаков, а предпочтительно комбинацию каждого из этих признаков:The sealing section has at least one of the following features, and preferably a combination of each of these features:

он выполнен из упругого материала, предпочтительно силиконового упругого материала;it is made of an elastic material, preferably a silicone elastic material;

он содержит по меньшей мере один волокнистый армирующий слой, предпочтительно выполненный из полиэфира;it contains at least one fibrous reinforcing layer, preferably made of polyester;

он включает в себя по меньшей мере один внешний антифрикционный слой, предпочтительно выполненный из предварительно отвержденной полиэфирной ткани.it includes at least one outer anti-friction layer, preferably made from a pre-cured polyester fabric.

Целью изобретения также является двигательный агрегат для летательного аппарата, содержащий двухпоточный турбинный двигатель летательного аппарата, гондолу, а также по меньшей мере одно такое воздухонепроницаемое уплотнительное устройство, введеное между элементом корпуса турбинного двигателя и элементом гондолы.It is also an object of the invention to provide an aircraft propulsion unit, comprising a dual-flow turbine engine of an aircraft, a nacelle, as well as at least one such airtight sealing device inserted between the turbine engine housing element and the nacelle element.

Предпочтительно, элемент корпуса является внешним кожухом для промежуточного корпуса турбинного двигателя, а элемент гондолы является обтекателем, ограничивающим радиально снаружи путь вторичного потока двигательного агрегата.Preferably, the casing element is an outer casing for the intermediate casing of the turbine engine, and the nacelle element is a fairing that delimits the secondary flow path of the propulsion unit radially outwardly.

Другие преимущества и признаки изобретения станут очевидны в неограничивающем подробном описании ниже.Other advantages and features of the invention will become apparent in the non-limiting detailed description below.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

Это описание будет выполнено со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:This description will be made with reference to the accompanying drawings, in which:

Фиг. 1 - это частичный и схематичный вид в перспективе двигательного агрегата согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;Fig. 1 is a partial and schematic perspective view of a propulsion unit according to a preferred embodiment of the invention;

Фиг. 2 показывает вид в поперечном сечении участка двигательного агрегата, показанного на предыдущем чертеже, показывающий, в частности, установку уплотнительного устройства согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения между элементом корпуса и элементом гондолы;Fig. 2 shows a cross-sectional view of a portion of the propulsion unit shown in the previous figure, showing in particular the installation of a sealing device according to a preferred embodiment of the invention between a housing element and a nacelle element;

Фиг. 3 показывает вид в перспективе участка, показанного на предыдущем чертеже;Fig. 3 shows a perspective view of the portion shown in the previous drawing;

Фиг. 4 показывает вид в любом поперечном сечении уплотнительного устройства, показанного на фиг. 2 и 3, при этом это устройство находится в неограниченном состоянии;Fig. 4 shows a view in any cross section of the sealing device shown in FIG. 2 and 3, while this device is in an unrestricted state;

Фиг. 5 показывает вид, аналогичный виду на фиг. 4, согласно альтернативному варианту осуществления;Fig. 5 shows a view similar to that of FIG. 4 according to an alternative embodiment;

Фиг. 6 показывает вид, аналогичный виду на фиг. 4 и 5, согласно другому альтернативному варианту осуществления;Fig. 6 shows a view similar to that of FIG. 4 and 5 according to another alternative embodiment;

Фиг. 7 - это схематичный вид, аналогичный виду на фиг. 2, при этом уплотнительное устройство имеет минимальное сжатие между корпусом и гондолой; иFig. 7 is a schematic view similar to that of FIG. 2, wherein the sealing device has minimal compression between the housing and the nacelle; And

Фиг. 8 - это схематичный вид, аналогичный виду на фиг. 2, при этом уплотнительное устройство имеет максимальное сжатие между корпусом и гондолой.Fig. 8 is a schematic view similar to that of FIG. 2, wherein the sealing device has a maximum compression between the housing and the nacelle.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществленияDetailed Description of the Preferred Embodiments

Обращаясь, во-первых, к фиг. 1, двигательный агрегат 100 согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения частично показан. Это агрегат 100 включает в себя двухпоточный турбинный двигатель 1 для летательного аппарата, пилон 9 для прикрепления этого турбинного двигателя на элементе крыла летательного аппарата (не показан), а также гондолу 11, показанную только очень частично.Referring first to FIG. 1, an engine assembly 100 according to a preferred embodiment of the invention is shown in part. This assembly 100 includes a dual-flow turbine engine 1 for an aircraft, a pylon 9 for attaching this turbine engine to an aircraft wing element (not shown), and a nacelle 11, only very partially shown.

Двигательный агрегат 100 имеет продольное направление X, также соответствующее продольному направлению турбинного двигателя 1 и продольному направлению пилона 9. Агрегат 100 также имеет поперечное направление Y, а также вертикальное направление Z, соответствующее направлению по высоте. Три направления X, Y и Z являются ортогональными друг другу и формируют прямой триэдр.The propulsion unit 100 has a longitudinal direction X, also corresponding to the longitudinal direction of the turbine engine 1 and the longitudinal direction of the pylon 9. The unit 100 also has a transverse direction Y, as well as a vertical direction Z, corresponding to the vertical direction. The three directions X, Y and Z are orthogonal to each other and form a straight trihedron.

Предпочтительно, пилон 9 предоставляет возможность подвешивания турбинного двигателя 1 под крылом летательного аппарата. Этот пилон включает в себя конструкционный участок, предназначенный для поглощения усилий, приходящих от турбинного двигателя, этот участок обычно называется силовой конструкцией или жесткой конструкцией. Он, как правило, принимает форму ящика, только один верхний торец 7 которого показан на фиг. 1. Пилон также оборудуется вспомогательными конструкциями (не показаны) в форме аэродинамических обтекателей.Preferably, the pylon 9 allows the turbine engine 1 to be suspended under the wing of the aircraft. This pylon includes a structural section designed to absorb the forces coming from the turbine engine, this section is usually called a power structure or a rigid structure. It generally takes the form of a box, only one upper end 7 of which is shown in FIG. 1. The pylon is also equipped with auxiliary structures (not shown) in the form of aerodynamic fairings.

В предпочтительном варианте осуществления, описанном и показанном, турбинный двигатель 1 является двухпоточным и имеющим два корпуса турбореактивным двигателем. Турбореактивный двигатель 1 имеет продольную центральную ось 2, параллельную направлению X, и вокруг которой протягиваются его различные компоненты. Он содержит, в направлении сверху вниз по потоку в главном направлении 5 газового потока через этот турбинный двигатель, винт 3, затем газогенератор, традиционной формируемый посредством компрессоров, камеру сгорания и турбины. Эти элементы газогенератора окружаются центральным корпусом 6, также называемым "основным" корпусом, который радиально внутри ограничивает межпоточный отсек 8a. Этот отсек 8a, кроме того, ограничивается радиально снаружи одним или более обтекателями, включающими в себя верхнее по потоку кольцо 10, которое только одно показано на фиг. 1. Верхнее по потоку кольцо 10 размещается в нижнем по потоку продолжении ступицы 12 промежуточного корпуса 14 турбореактивного двигателя. Промежуточный корпус 14 также включает в себя внешний кожух 16, расположенный в нижнем по потоку продолжении корпуса 18 винта. Он также включает в себя направляющие лопатки 20 выпускного отверстия, размещенные ниже по потоку от лопастей винта и соединяющие ступицу 12 с внешним кожухом 16.In the preferred embodiment described and shown, the turbine engine 1 is a dual-flow, two-hull turbojet engine. The turbojet 1 has a longitudinal central axis 2 parallel to the X direction and around which its various components extend. It contains, from top to bottom in the main direction 5 of the gas flow through this turbine engine, a propeller 3, then a gas generator conventionally formed by compressors, a combustion chamber and turbines. These elements of the gasifier are surrounded by a central housing 6, also referred to as the "main" housing, which delimits the interflow compartment 8a radially inwardly. This compartment 8a is further delimited radially outwardly by one or more fairings including an upstream ring 10, of which only one is shown in FIG. 1. The upstream ring 10 is located in the downstream extension of the hub 12 of the intermediate housing 14 of the turbojet. The intermediate housing 14 also includes an outer casing 16 located in the downstream continuation of the screw housing 18. It also includes outlet guide vanes 20 located downstream of the propeller blades and connecting the hub 12 to the outer casing 16.

Корпус 18 винта и внешний кожух 16 вместе ограничивают, радиально внутри, винтовой отсек 8b. Этот отек 8b, кроме того, ограничивается радиально снаружи одним или более обтекателями (не показаны), формирующими часть гондолы 11. Точно также как и межпотоковый отсек 8a, этот отсек 8b размещает оборудование и вспомогательные системы, как это широко известно из предшествующего уровня техники.The screw housing 18 and the outer casing 16 together define, radially inwardly, the screw compartment 8b. This edema 8b is further delimited radially outwardly by one or more fairings (not shown) forming part of the nacelle 11. Just like the inter-stream compartment 8a, this compartment 8b houses equipment and ancillary systems, as is commonly known in the art.

Один или более рычагов 22 предусматриваются, чтобы соединять два отсека 8a, 8b. Они являются, например, двумя рычагами 22, которыми оснащается турбовинтовой двигатель, в частности, размещенными в часовых позициях, называемыми на 12 часов и на 6 часов. Эти рычаги 22 являются полыми, и они предоставляют возможность, например, циркуляции электрических кабелей и/или жидкостных трубопроводов. Более конкретно, эти рычаги соединяют нижний по потоку участок внешнего кожуха 16 с верхним по потоку кольцом 10. С этой целью, они проходят через путь 26 вторичного потока турбореактивного двигателя, этот путь потока ограничивается снаружи кожухом 16, а также одним или более обтекателями 30 гондолы, расположенными в нижнем по потоку продолжении кожуха 16. Этот путь 26 потока предоставляет возможность циркуляции вторичного потока, показанного схематично стрелкой 27.One or more levers 22 are provided to connect two compartments 8a, 8b. They are, for example, two levers 22 with which the turboprop is equipped, in particular placed at the hour positions, called 12 o'clock and 6 o'clock. These levers 22 are hollow and they allow, for example, the circulation of electric cables and/or liquid lines. More specifically, these arms connect the downstream section of the outer casing 16 to the upstream ring 10. To this end, they pass through the secondary flow path 26 of the turbojet, this flow path is limited externally by the casing 16, as well as one or more nacelle fairings 30 located in the downstream continuation of the casing 16. This flow path 26 allows circulation of the secondary flow, shown schematically by arrow 27.

Путь 26 вторичного потока также частично ограничивается внутри верхним по потоку кольцом 10 межпотокового отсека 8a. Он добавляется к пути первичного потока, по которому проходит первичный поток 28, который направляется традиционно газогенератором.The secondary flow path 26 is also partially limited internally by the upstream annulus 10 of the interflow compartment 8a. It is added to the primary flow path, which carries the primary flow 28, which is guided conventionally by a gasifier.

Изобретение лежит в способе создания воздухонепроницаемого соединения между нижним по потоку торцом кожуха 16 промежуточного корпуса и верхним по потоку торцом обтекателем 30 гондолы. Это уплотненное соединение предоставляет возможность фактически ограничивать, или даже препятствовать рециркуляции вторичного потока 27 в направлении отсека 8b гондолы, поскольку такая рециркуляция означает потерю производительности, ассоциированной с двигательным агрегатом, с влиянием на удельный расход топлива.The invention lies in a method for creating an airtight connection between the downstream end of the casing 16 of the intermediate body and the upstream end of the fairing 30 of the nacelle. This sealed connection makes it possible to actually restrict, or even prevent, the recirculation of the secondary stream 27 towards the nacelle compartment 8b, since such recirculation means a loss of performance associated with the propulsion unit, with an impact on the specific fuel consumption.

Чтобы обеспечивать это уплотнение, создается запас из одного или более воздухонепроницаемых уплотнительных устройств, введенных между кожухом 16 промежуточного корпуса и обтекателями 30 гондолы. Предпочтительно, они являются несколькими уплотнительными устройствами идентичной или аналогичной конструкции, которые следуют друг за другом в круговом направлении кожуха 16. Каждое устройство может иметь круговую длину до 1,5 или 2 м. Тем не менее, неразделенная на сектора конструкция остается возможной, без отступления от рамок изобретения.In order to provide this seal, a supply of one or more airtight sealing devices is provided between the casing 16 of the intermediate body and the fairings 30 of the nacelle. Preferably, they are several sealing devices of identical or similar design that follow each other in the circumferential direction of the casing 16. Each device can have a circumferential length of up to 1.5 or 2 m. from the scope of the invention.

Установка одного из этих уплотнительных устройств, в двигательном агрегате, будет теперь описана со ссылкой на фиг. 2 и 3.The installation of one of these sealing devices, in a propulsion unit, will now be described with reference to FIG. 2 and 3.

Кожух 16 промежуточного корпуса 14 заканчивается вниз по потоку радиальным воротником 32 и кольцеобразным опорным фланцем 34 предпочтительно в форме усеченного конуса, который сужается, когда он идет вниз по потоку. Эти два элемента 32, 34 формируют кольцевое пространство 36, в котором размещается одно из воздухонепроницаемых уплотнительных устройств 40. Последнее имеет два отдельных участка, объединенных друг с другом. Прежде всего, это фиксирующая лапка 42, в поверхности, плотно прилегающей к опорному фланцу 34. Фиксирующая лапка 42 приклеивается с помощью RTV ("вулканизация при комнатной температуре") силиконового клея на этом фланце 34 и предпочтительно зажимается между этим фланцем 34 и фиксирующими пластинами 46, покрывающими его. Предпочтительно, лапка 42 приклеивается таким образом, в то время как пластины 46 служат в качестве упора, а также для защиты этой лапки 42.The casing 16 of the intermediate body 14 ends downstream with a radial collar 32 and an annular support flange 34, preferably in the form of a truncated cone, which tapers as it goes downstream. These two elements 32, 34 form an annular space 36 in which one of the airtight sealing devices 40 is located. The latter has two separate sections combined with each other. First of all, it is the fixing lug 42, in a surface closely adjacent to the support flange 34. The fixing tab 42 is glued with RTV (“room temperature vulcanization”) silicone adhesive on this flange 34 and is preferably clamped between this flange 34 and the fixing plates 46 covering it. Preferably, the tab 42 is glued in this way, while the plates 46 serve as a stop and also to protect this tab 42.

Пластины 46 закрепляются заклепками 48 или аналогичными элементами на опорном фланце 34, прижимаясь к радиально внешней поверхности фиксирующей лапки 42. Последняя продолжается в круговом направлении по всему устройству 40, точно также как уплотнительный участок 44, расположенный на верхнем по потоку конце лапки 42. Этот уплотнительный участок 44, который будет описан подробно позже, располагается в кольцевом пространстве 36, так что его внешняя поверхность контактирует с фланцем 34 и с уплотнительным валиком 50 обтекателя 30 гондолы.The plates 46 are fixed with rivets 48 or the like on the support flange 34 against the radially outer surface of the fixing tab 42. section 44, which will be described in detail later, is located in the annular space 36, so that its outer surface is in contact with the flange 34 and with the sealing bead 50 of the fairing 30 of the nacelle.

Уплотнительный валик 50 объединяется в соединительное кольцо 52, расположенное на верхнем по потоку конце кожуха 30 гондолы. Это кольцо 52 имеет участок, половинное поперечное сечение которого принимает форму буквы J, радиально внутренний конец которой прижимается на уплотнительный участок 44 устройства 40. Этот радиально внутренний конец J-образной формы, таким образом, соответствует уплотнительному валику 50. Радиально внешний конец J-образной формы может, в свою очередь, формировать зубчатый фланец для его прикрепления к другому участку кожуха 30 гондолы. The sealing bead 50 is combined into a connecting ring 52 located at the upstream end of the nacelle casing 30 . This ring 52 has a section whose half cross-section takes the form of a letter J, the radially inner end of which is pressed against the sealing section 44 of the device 40. This radially inner end is J-shaped, thus corresponding to the sealing bead 50. the mold may, in turn, form a toothed flange for attachment to another portion of the casing 30 of the nacelle.

Кольцо 52 также включает в себя уплотнительную кромку 56, свободный верхний по потоку торец которой располагается напротив свободного нижнего по потоку торца опорного фланца 34. Взаимодействие между этими двумя торцами предоставляет возможность уменьшать доступ воздуха из пути 26 вторичного потока в кольцеобразное пространство 36, размещающее валик 50.Ring 52 also includes a sealing lip 56, the free upstream end of which is located opposite the free downstream end of the support flange 34. The interaction between these two ends makes it possible to reduce the entry of air from the secondary flow path 26 into the annular space 36 housing the bead 50 .

Внешнее кольцо или сектор 58 кольца может зажимать в осевом направлении радиально внешний конец J-образной формы и фланец 32 кожуха 16 промежуточного корпуса 14, как показано на фиг. 2.The outer ring or ring sector 58 may axially clamp the radially outer end of the J-shape and the flange 32 of the housing 16 of the intermediate housing 14 as shown in FIG. 2.

Фиг. 4 показывает воздухонепроницаемое уплотнительное устройство 40 в произвольном поперечном сечении. Предпочтительно, это сечение остается идентичным или аналогичным по всему устройству 40, в круговом направлении последнего.Fig. 4 shows an airtight sealing device 40 in an arbitrary cross section. Preferably, this section remains identical or similar throughout the device 40, in the circumferential direction of the latter.

Как упомянуто выше, уплотнительный участок 44 размещается целиком на конце крепежной лапки 42, эти два элемента 42, 44 производятся в одной части. В неограниченном состоянии, как показано в поперечном сечении на фиг. 4, уплотнительный участок 44 имеет общую форму замкнутого контура, который является по существу круглым. Он имеет по существу круглую внешнюю поверхность 60, а также внутреннюю поверхность 62, ограничивающую полость 64, имеющую центр 66. В неограниченном состоянии внешняя поверхность 60 может иметь диаметр, находящийся между 6 и 10 мм, например, порядка 8 мм.As mentioned above, the sealing section 44 is placed entirely at the end of the fastening tab 42, these two elements 42, 44 are produced in one piece. In the unconstrained state, as shown in cross section in FIG. 4, sealing portion 44 has the general shape of a closed loop that is substantially circular. It has a substantially circular outer surface 60 as well as an inner surface 62 defining a cavity 64 having a center 66. In an unconstrained state, the outer surface 60 may have a diameter between 6 and 10 mm, for example on the order of 8 mm.

Внутренняя поверхность 62 является не полностью круглой, поскольку она определяет две противоположные выпуклости 68, предпочтительно в форме выступов, выступающих внутрь полости 64. За пределами зон, включающих в себя выпуклости 68, внутренняя поверхность 62 может иметь диаметр, находящийся между 4 и 8 мм, например, порядка 6 мм. Таким образом, уплотнительный участок 44 имеет переменную толщину, с выпуклостями 68, которые выступают на высоту H1 порядка 1 и 3 мм.Inner surface 62 is not completely circular as it defines two opposing bulges 68, preferably in the form of protrusions projecting into cavity 64. Outside of the zones including bulges 68, inner surface 62 may have a diameter between 4 and 8 mm, for example, about 6 mm. The sealing portion 44 thus has a variable thickness, with bulges 68 that protrude to a height H1 of the order of 1 and 3 mm.

Две выпуклости 68 предпочтительно являются диаметрально противоположными, продолжающимися друг к другу в направлениях высоты выпуклости 70, которые здесь совпадают, и которые проходят через центр полости 64.The two bulges 68 are preferably diametrically opposed, extending towards each other in the height directions of the bulge 70, which here coincide, and which pass through the center of the cavity 64.

В эксплуатации, в случае высоких механических напряжений, прикладываемых к уплотнительному участку 44, две выпуклости 68, как предполагается, должны контактировать друг с другом для того, чтобы ограничивать прогиб этого участка 44.In operation, in case of high mechanical stresses applied to the sealing section 44, the two bulges 68 are expected to contact each other in order to limit the deflection of this section 44.

Предпочтительный угол A1 поддерживается между направлением по высоте выпуклости 70 и направлением 72, в котором продолжается фиксирующая лапка 42. Этот угол определяется таким образом, чтобы гарантировать, что следом за последующей деформацией уплотнительного участка 44 между гондолой и кожухом промежуточного корпуса две выпуклости 68 контактируют друг с другом. Этот угол A1 равен порядка 50° в неограниченном состоянии. Следовательно, выбирая этот порядок величины для угла A1, преимущественно принимается во внимание тот факт, что раздавливание уплотнительного участка 44 между гондолой и кожухом также вызывает модификацию ориентации направления 70 выпуклостей. Фактически, это направление 70 двух выпуклостей 68 имеет тенденцию вызывать развертывание угла A1 в направлении значения 90°, когда уровень механических напряжений увеличивается на уплотнительном участке 44. A preferred angle A1 is maintained between the height direction of the bulge 70 and the direction 72 in which the locking tab 42 extends. friend. This angle A1 is about 50° in the unrestricted state. Therefore, by choosing this order of magnitude for the angle A1, the fact that the crushing of the sealing portion 44 between the nacelle and the casing also causes a modification of the orientation of the direction 70 of the bulges is advantageously taken into account. In fact, this direction 70 of the two bulges 68 tends to cause the angle A1 to unfold in the direction of the 90° value as the stress level increases in the sealing portion 44.

Уплотнительный участок 44, аналогично уплотнительной лапке 42, может быть выполнен из упругого материала, предпочтительно из силиконового упругого материала. Например, уплотнительное устройство 40 может быть выполнено одной деталью, используя только этот упругий материал. В другом варианте осуществления, схематично показанном на фиг. 5, уплотнительный участок 44 имеет основание 76, выполненное из упругого материала, которое комплектуется по меньшей мере одним волокнистым армирующим слоем 78. Это предоставляет возможность увеличивать жесткость уплотнительного участка 44, в частности, когда его уровень деформации является недостаточно высоким для контактирования двух выступов 68 друг с другом.The sealing portion 44, like the sealing tab 42, may be made of an elastic material, preferably a silicone elastic material. For example, the sealing device 40 may be made in one piece using only this resilient material. In another embodiment, shown schematically in FIG. 5, the sealing section 44 has a base 76 made of elastic material, which is completed with at least one fibrous reinforcing layer 78. This makes it possible to increase the rigidity of the sealing section 44, in particular when its level of deformation is not high enough to contact the two projections 68 to each other. with a friend.

Каждый волокнистый слой является предпочтительно круглым, в зависимости от общей формы уплотнительного участка 44. Число слоев может содержаться между одним и тремя, например, два армирующих слоя 78, внедренных в основание 76, и внешний слой 78', формирующий внешнюю поверхность 60. Этот внешний слой 78' имеет антифрикционную функцию, с тем, чтобы ограничивать трение кожуха и обтекателя гондолы на уплотнительном участоке 44 при сборке этого обтекателя и, таким образом, ограничивать эффекты осевого растягивания этого участка 44. Чтобы обеспечивать эту антифрикционную функцию, внешний слой 78' предпочтительно выполняется из предварительно отвержденной полиэфирной ткани, например, с несколькими слоями этого типа ткани. Внешний слой 78' может служить только в качестве антифрикционного покрытия, или иначе также обеспечивает армирующую функцию аналогично внедренным слоям 78. Последние, например, выполняются из полиэфира. Сочетание этих материалов также является возможным, без отступления от рамок изобретения.Each fibrous layer is preferably round, depending on the overall shape of the sealing portion 44. The number of layers may be between one and three, for example two reinforcing layers 78 embedded in the base 76 and an outer layer 78' forming the outer surface 60. This outer the layer 78' has an anti-friction function so as to limit the friction of the housing and the nacelle fairing on the sealing section 44 during assembly of this fairing and thus limit the effects of axial stretching of this section 44. In order to provide this anti-friction function, the outer layer 78' is preferably from pre-cured polyester fabric, for example with several layers of this type of fabric. The outer layer 78' can only serve as a low friction coating, or otherwise also provide a reinforcing function similar to the embedded layers 78. The latter, for example, are made of polyester. A combination of these materials is also possible without departing from the scope of the invention.

Независимо от материала(ов), выбранных для изготовления уплотнительного участка 44, последний либо полностью является закрытым по всему контуру, либо оснащается одним или более отверстиями 80, проходящими сквозь него. Эта другая альтернатива показана схематично на фиг. 6. Отверстия 80 обеспечивают повышение давления полости 64, предоставляя возможность воздуху из вторичного потока поступать в эту самую полость. Это приводит в результате к лучшему соприкосновению между внешней поверхностью 60 уплотнительного участка 44 и двумя элементами, которые должны быть уплотнены. В этой альтернативе отверстия 80 для повышения давления выполняются так, чтобы поддерживать характер замкнутого контура для уплотнительного участка 44, так что каждое из них продолжается только по части круговой длины устройства 40.Regardless of the material(s) chosen for the manufacture of the sealing section 44, the latter is either completely closed around the entire contour, or is equipped with one or more holes 80 passing through it. This other alternative is shown schematically in FIG. 6. Openings 80 pressurize cavity 64, allowing air from the secondary stream to flow into this same cavity. This results in better contact between the outer surface 60 of the sealing portion 44 and the two elements to be sealed. In this alternative, the pressure boosting holes 80 are designed to maintain a closed loop character for the seal portion 44 such that each one extends only a portion of the circumferential length of the device 40.

Наконец, фиг. 7 и 8 показывают воздухонепроницаемое уплотнительное устройство 40 с различными уровнями сжатия между фланцем 34 промежуточного корпуса 14 и соединительным кольцом 52 обтекателя 30 гондолы. Этот уровень сжатия изменяется вследствие производственных и сборочных допусков, а также в зависимости от деформаций и относительных смещений, наблюдаемых в эксплуатации между этими двумя элементами. Фиг. 7 показывает минимальный уровень деформации, встречающийся, когда кольцо 52 находится наиболее далеко от фланца 34. В этом случае, два выступа 68 располагаются с интервалом друг от друга. С другой стороны, фиг. 8 показывает максимальный уровень деформации, встречающийся, когда кольцо 52 находится очень близко к фланцу 34. В этом случае, соприкосновение между двумя выступами 68 способствует жесткости уплотнительного участка 44, прогиб которого ограничивается. Соприкосновения между этим уплотнительным участком 44 и двумя элементами 52, 34 усиливаются, подразумевая нулевые или ограниченные риски утечек воздуха, приходящего с пути 26 вторичного потока. На этих фиг. 7 и 8 показано постепенное изменение значения угла A1, которое увеличивается с уровнем сжатия уплотнительного участка 44. В состоянии максимального сжатия, показанном на фиг. 8, с углом A1, близким к или равным 90°, выступы 68 ориентируются своим направлением 70, локально по существу ортогональным контактным поверхностям, предусмотренным на кольце 52 и фланце 34.Finally, fig. 7 and 8 show an airtight sealing device 40 with different levels of compression between the flange 34 of the intermediate body 14 and the connecting ring 52 of the fairing 30 of the nacelle. This level of compression varies due to manufacturing and assembly tolerances, as well as depending on the deformations and relative displacements observed in operation between these two elements. Fig. 7 shows the minimum level of deformation encountered when the ring 52 is furthest from the flange 34. In this case, the two projections 68 are spaced apart. On the other hand, Fig. 8 shows the maximum level of deformation encountered when the ring 52 is very close to the flange 34. In this case, the contact between the two projections 68 contributes to the rigidity of the sealing portion 44, the deflection of which is limited. The contacts between this sealing portion 44 and the two elements 52, 34 are enhanced, implying zero or limited risks of air leaks coming from the secondary flow path 26. In these Figs. 7 and 8 show a gradual change in the value of the angle A1, which increases with the compression level of the sealing portion 44. In the maximum compression state shown in FIG. 8, with an angle A1 close to or equal to 90°, the projections 68 are oriented with their direction 70 locally substantially orthogonal to the contact surfaces provided on the ring 52 and the flange 34.

Разумеется, специалистом в данной области техники могут быть выполнены различные модификации в изобретении, которое только что было описано, только в качестве неограничивающих примеров, и рамки которого определены прилагаемой формулой изобретения. В частности, воздухонепроницаемое уплотнительное устройство, описанное выше, может быть установлено между другими элементами корпуса и гондолы, не выходя за рамки изобретения.Of course, various modifications can be made by one skilled in the art to the invention which has just been described, by way of non-limiting examples only, and the scope of which is defined by the appended claims. In particular, the airtight sealing device described above can be installed between other elements of the hull and nacelle without departing from the scope of the invention.

Claims

1. Airtight sealing device (40) made with the possibility of insertion between the element (16) of the housing of the dual-flow turbine engine of the aircraft and the element (30) of the nacelle, and the sealing device contains a locking tab (42), at the end of which a sealing section (44) is provided , having an outer surface (60) made with the possibility of contact with the body element and the nacelle element, and the inner surface (62) bounding the cavity (64), characterized in that the inner surface (62) defines two opposite bulges (68) continuing inside the cavity to each other, while in the cross section of the sealing device, each bulge (68) defines the direction (70) along the height of the bulge, located with the formation of an angle (A1) located between 40 and 60°, with the direction (72), in which the locking tab (42) continues.

2. The device according to claim. 1, characterized in that each bulge (68) continues to the center (66) of the cavity (64) delimited by the sealing area.

3. Device according to claim 1, characterized in that the height directions (70) of the bulges for the two bulges (68) coincide, preferably passing through the center (66) of the cavity (64) delimited by the sealing area.

4. The device according to any one of the preceding claims, characterized in that the sealing portion (44) forms a closed loop internally delimiting said cavity (64), the closed loop preferably having a substantially circular shape in an unconstrained state.

5. Device according to claim. 4, characterized in that the sealing section (44) is crossed by one or more holes (80) to pressurize the cavity (64).

6. The device according to any one of the preceding claims, characterized in that the sealing section (44) has at least one of the following features, and preferably a combination of each of these features: it is made of an elastic material, preferably a silicone elastic material; it contains at least one fibrous reinforcing layer (78), preferably made of polyester; it includes at least one outer anti-friction layer (78').

7. Propulsion unit (100) for an aircraft, containing a dual-flow turbine engine (1) of an aircraft, a nacelle (11), as well as at least one airtight sealing device (40) according to any of the preceding paragraphs, inserted between the element of the turbine engine casing and a gondola element for the gondola.

8. The unit according to claim 7, characterized in that the housing element is an outer casing (16) of the intermediate casing of the turbine engine, and the nacelle element is a fairing (30), radially externally limiting the path (26) of the secondary flow of the propulsion unit.