WO2007017339A1 - Structure primaire de mât de moteur d'aéronef perfectionnée - Google Patents

Structure primaire de mât de moteur d'aéronef perfectionnée Download PDF

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type within or attached to wing

Definitions

  • the present invention relates to the embodiment of the primary structures of aircraft engine masts perfected in that the number of parts constituting them is reduced and in that the mass of said parts itself is reduced by the use of composite materials.
  • the aircraft engine masts are the link between the engines and the wing of the aircraft.
  • the masts further comprise a secondary structure complementary to the primary structure but not resuming efforts.
  • This secondary structure provides the function of aerodynamic fairing between the engine leading edges and the wing, provides protection and segregation of systems such as hydraulic, electrical, fuel, air conditioning or other systems passing through the mast and supports engine covers and nacelles.
  • the primary structure generally consists of a box consisting of a front upper spar, a rear upper spar, a lower spar, ribs and two side panels.
  • the structural links are generally made on the one hand with the wing by three fasteners, a front attachment, a rear attachment and a fastener upper called spigot and on the other hand with the motor by two fasteners, a front attachment disposed at the tip of a pyramid and a rear attachment.
  • the pyramid allows the engine to advance relative to the wing.
  • the fasteners are constituted by fittings which are separate parts of the side members and panels.
  • These panels are further provided with stiffeners in the longitudinal and transverse direction.
  • the present invention aims to make this construction less complex and less cumbersome and to do so concerns mainly a primary structure of aircraft engine mast, characterized in that it comprises monobloc composite panels in replacement of metal spars and metal panels said composite panels comprising a draping of the fibers orienting the latter in crossed directions so as to integrate in the thickness of the skin of the composite panels a mesh replacing longitudinal and transverse stiffeners of the longitudinal members and metal panels.
  • FIG. 1 an exploded view of a primary mast structure of the prior art
  • Figure 2 an exploded view of a structure according to the invention
  • Figure 3 a side view of a side panel of the structure of Figure 2
  • FIGS. 4A, 4B, 4C details of FIG. 3
  • Figure 5 a schematic view of an assembly of panels according to the invention
  • Figure 6 a general view of a motor attached to an aircraft wing.
  • FIG. 6 The fixing of the engines under the wings of aircraft make use of a supporting mast.
  • a fixation is shown schematically in FIG. 6 where it is represented on engine 9, the fairing 19 of the engine fan, the wing 10, the fairing 11 of the engine support mast and the primary structure 20 of the mast.
  • the primary structure 20, blackened in the figure, comprises the fasteners of the engine to the wing and has the role of supporting the engine, to pass the traction forces of the engine and to avoid the transmission of vibrations.
  • This structure has attachment points of the engine and attachment points to the wing.
  • FIG. 1 A primary structure of the prior art is shown in FIG. 1
  • Figure 1 The primary structure of Figure 1 consists of upper longitudinal beams 2 and 4 lower metal and side panels 1, 3 metal. Inside the box reinforcement frames ensure the rigidity of the structure.
  • the metal longitudinal members are provided with longitudinal stiffeners 13 and transverse 14.
  • the parts made are complex machined metal parts and the mass of the assembly remains important.
  • the primary aircraft engine mast structure 9 comprises one-piece composite panels 1a, 2a, 3a, 4a instead of metal longitudinal members 1, 2 and metal panels 3, 4 of the primary structure of the prior art.
  • the composite panels according to the invention are made according to a lay-up 12 of the fibers orienting the latter in crossed directions so as to integrate in the thickness of the skin of the panels a mesh replacing the longitudinal stiffeners 13 and transverse 14 of the metal side members.
  • FIG. 3 more particularly shows the composite side panels 1a, 3a of the structure in relation to the forces which are applied in particular at the inspection holes 8a, 8b, 8c, the draping of the composite side panels comprising reinforcement zones around it. visit holes.
  • the draping of these composite panels is a quasi-isotropic draping (25/25/25/25) to ensure a recovery of homogeneous efforts in the material of the panels.
  • the primary structure of the aircraft engine mast comprises attachment fittings for the engine to the mast and for attaching the mast to the wing 10 of the aircraft.
  • These fittings 6, 7, 71, 61 are in the prior art made of inserts on the primary structure.
  • fittings 7a which are mast attachments on the wing 10 are integrated with the composite side panels 1a, 3a.
  • This embodiment provides greater cohesion to the box constituting the primary structure, the forces of the fasteners applying directly to the panels.
  • at least one upper spar 2a is provided with flanges 16, 17 for connection with the side panels 1a, 3a.
  • flanges 16, 17 are directed towards the outside of the structure so that the fixing of the upper and lateral panels is easily done by the outside of the box. In addition, this method of attachment increases the rigidity of the assembly.
  • the upper spar 2a is a composite spar made by a strongly oriented type of draping (50/20/20/10) offering a high longitudinal rigidity.
  • the draping of said upper spar 2a is reinforced in zones 18 of introduction of forces, in particular in areas adjacent to the fittings made in the side panels.
  • the front fixing of the engine is carried out by a fitting located at the end of a pyramid 5a, support of the front attachment 6 of the mast to the engine 9.
  • At least the beams of the pyramid are made of composite materials.
  • the invention is not limited to the examples shown and in particular the rear attachment fitting 71 between the primary mast structure and the wing can also be integrated with the side panels.

Abstract

L'objet de l'invention est une structure primaire de mât (11) de moteur (9) d'aéronef caractérisée en ce qu'elle comporte des panneaux composites monoblocs (1a, 2a, 3a, 4a) en remplacement de longerons métalliques (1, 2) et de panneaux métalliques (3, 4), lesdits panneaux composites comportant un drapage (12) des fibres orientant ces dernières selon des directions croisées en sorte d'intégrer dans l'épaisseur de la peau des panneaux un maillage remplaçant des raidisseurs longitudinaux (13) et transversaux (14) des longerons et panneaux métalliques.

Description

STRUCTURE PRIMAIRE DE MAT DE MOTEUR D'AERONEF
PERFECTIONNEE
La présente invention concerne la réalisation des structures primaires des mâts de moteurs d'aéronefs perfectionnées en ce que le nombre de pièces les constituant est réduit et en ce que la masse desdites pièces elle même est réduite par l'utilisation de matériaux composites. Les mâts de moteurs d'aéronefs effectuent la liaison entre les moteurs et la voilure de l'aéronef.
Ils comportent une structure primaire qui assure le transfert des efforts entre le moteur et la voilure. Cette structure doit être dimensionnée en statique et en fatigue, subit des contraintes thermiques importantes du fait qu'elle est en contact avec les zones chaudes du moteur, et est soumises à de forts risques de corrosion.
En outre, la largeur et la profondeur de cette structure ont une incidence directe sur l'aérodynamique de l'avion.
Les mâts comportent en outre une structure secondaire complémentaire de la structure primaire mais ne reprenant pas d'efforts. Cette structure secondaire assure la fonction de carénage aérodynamique entre les bords d'attaque moteur et la voilure, assure la protection et la ségrégation des systèmes tels que les systèmes hydrauliques, électriques, carburant, de conditionnement d'air ou autres passant dans le mât et supporte les capots et nacelles des moteurs. La structure primaire est généralement constituée d'un caisson composé d'un longeron supérieur avant, d'un longeron supérieur arrière, d'un longeron inférieur, de nervures et de deux panneaux latéraux.
Les liaisons structurales sont généralement réalisées d'une part avec la voilure par trois attaches, une attache avant, une attache arrière et une attache supérieure appelée spigot et, d'autre part avec le moteur par deux attaches, une attache avant disposée à la pointe d'une pyramide et une attache arrière. La pyramide permet l'avancée du moteur par rapport à l'aile. Selon la technique antérieure, les attaches sont constituées par des ferrures qui sont des pièces séparées des longerons et des panneaux.
Ces panneaux sont en outre pourvus de raidisseurs dans le sens longitudinal et transversal.
La présente invention vise à rendre cette construction moins complexe et moins lourde et pour ce faire concerne principalement une structure primaire de mât de moteur d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comporte des panneaux composites monoblocs en remplacement de longerons métalliques et de panneaux métalliques, lesdits panneaux composites comportant un drapage des fibres orientant ces dernières selon des directions croisées en sorte d'intégrer dans l'épaisseur de la peau des panneaux composites un maillage remplaçant des raidisseurs longitudinaux et transversaux des longerons et des panneaux métalliques.
L'invention permet de supprimer les raidisseurs et offre une meilleur souplesse de réalisation du mât en adaptant le drapage aux zones d'introduction d'efforts sur les pièces structurelles du mât. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un exemple de réalisation de l'invention en référence aux dessins qui représentent: en figure 1 : une vue en éclaté d'une structure primaire de mât de l'art antérieur; en figure 2: une vue en éclaté d'une structure selon l'invention; en figure 3: une vue de côté d'un panneau latéral de la structure de la figure 2; en figures 4A, 4B, 4C: des détails de la figure 3; en figure 5: une vue schématique d'un assemblage de panneaux selon l'invention; en figure 6: une vue générale d'un moteur fixé à une voilure d'aéronef. La fixation des moteurs sous les voilures d'aéronef font appel à un mât porteur. Une telle fixation est schématisée en figure 6 où il est représenté le moteur 9, le carénage 19 de la soufflante du moteur, la voilure 10, le carénage 11 du mât porteur du moteur et la structure primaire 20 de ce mât.
La structure primaire 20, noircie sur la figure, comporte les attaches du moteur à la voilure et a pour rôle de soutenir le moteur, de faire passer les efforts de traction du moteur et d'éviter la transmission de vibrations.
Cette structure comporte des points d'attache du moteur et des points d'attache à la voilure.
Une structure primaire de l'art antérieur est représentée en figure 1.
La structure primaire de la figure 1 est constituée de longerons supérieur 2 et inférieur 4 métalliques et de panneaux latéraux 1 , 3 métalliques. A l'intérieur du caisson des cadres de renfort assurent la rigidité de la structure.
Toujours selon l'art antérieur, les longerons métalliques sont pourvus de raidisseurs longitudinaux 13 et transversaux 14. Les pièces réalisées sont des pièces métalliques complexes usinées et la masse de l'ensemble reste importante. Selon l'invention, la structure primaire de mât 11 de moteur 9 d'aéronef comporte des panneaux composites monoblocs 1a, 2a, 3a, 4a en remplacement de longerons métalliques 1 , 2 et des panneaux métalliques 3, 4 de la structure primaire de l'art antérieur.
Les panneaux composites selon l'invention sont réalisés selon un drapage 12 des fibres orientant ces dernières selon des directions croisées en sorte d'intégrer dans l'épaisseur de la peau des panneaux un maillage remplaçant des raidisseurs longitudinaux 13 et transversaux 14 des longerons métalliques.
La figure 3 représente plus particulièrement les panneaux latéraux composites 1a, 3a de la structure en relation avec les efforts qui sont appliqués notamment au niveau des trous de visite 8a, 8b, 8c, le drapage des panneaux latéraux composites comportant des zones de renfort 15 autour des trous de visite.
Le drapage de ces panneaux composites est un drapage de type quasi isotrope (25/25/25/25) pour assurer une reprise des efforts homogènes dans la matière des panneaux.
En référence à la figure 1 , la structure primaire de mât de moteur d'aéronef comporte des ferrures d'attache du moteur au mât et d'attache du mât à la voilure 10 de l'aéronef. Ces ferrures 6, 7, 71 , 61 sont dans la technique antérieure constituées de pièces rapportées sur la structure primaire.
Selon la figure 2 représentant un mode de réalisation particulier de l'invention, au moins certaines des ferrures, en particulier les ferrures 7a qui sont des attaches du mât sur la voilure 10, sont intégrées aux panneaux latéraux composites 1a, 3a.
Ce mode de réalisation offre une plus grande cohésion au caisson constituant la structure primaire, les efforts des fixations s'appliquant directement sur les panneaux. Pour la réalisation du caisson constituant la structure primaire, au moins un longeron supérieur 2a est pourvu de rebords 16, 17 de raccordement avec les panneaux latéraux 1a, 3a.
Ces rebords 16, 17 sont dirigés vers l'extérieur de la structure de sorte que la fixation des panneaux supérieur et latéraux se fasse aisément par l'extérieur du caisson. En outre ce mode de fixation accroît la rigidité de l'ensemble.
Le longeron supérieur 2a est un longeron composite réalisé par un drapage de type fortement orienté (50/20/20/10) offrant une grande rigidité longitudinale.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, le drapage dudit longeron supérieur 2a est renforcé dans des zones 18 d'introduction d'efforts, en particulier dans les zones contiguës aux ferrures réalisées dans les panneaux latéraux.
La fixation avant du moteur est réalisée par une ferrure située au bout d'une pyramide 5a, support de l'attache avant 6 du mât au moteur 9.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, au moins les poutres de la pyramide sont réalisées en matériaux composites.
L'invention ne se limite pas aux exemples représentés et notamment la ferrure de fixation arrière 71 entre la structure primaire de mât et la voilure peut aussi être intégrée aux panneaux latéraux.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 - structure primaire de mât (11 ) de moteur (9) d'aéronef caractérisée en ce qu'elle comporte des panneaux composites monoblocs (1a, 2a, 3a, 4a) en remplacement de longerons métalliques (1 , 2) et de panneaux métalliques 3, 4 , lesdits panneaux composites comportant un drapage (12) des fibres orientant ces dernières selon des directions croisées en sorte d'intégrer dans l'épaisseur de la peau des panneaux un maillage remplaçant des raidisseurs longitudinaux (13) et transversaux (14) des longerons et panneaux métalliques.
2 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon la revendication
1 , caractérisée en ce que les panneaux latéraux (1a, 3a) de la structure sont des panneaux composites.
3 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon la revendication
2, comportant des ferrures d'attache du moteur au mât et d'attache du mât à la voilure (10) de l'aéronef, caractérisée en ce que au moins certaines des ferrures (7a) sont intégrées aux panneaux latéraux composites (1a, 3a). 4 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon la revendication
3, caractérisée en ce que les ferrures (7a) intégrées aux panneaux latéraux composites sont des attaches du mât sur la voilure (10).
5 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisée en ce que, les panneaux latéraux composites comportant des trous de visite (8a, 8b, 8c), le drapage des panneaux latéraux composites comporte des zones de renfort (15) autour des trous de visite.
6 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un longeron supérieur composite (2a) pourvu de rebords (16, 17) de raccordement avec les panneaux latéraux composites (1a, 3a).
7 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon la revendication
4, caractérisée en ce que le longeron supérieur 2a composite réalisé par un drapage de type fortement orienté (50/20/20/10).
8 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon la revendication 6 ou 7, caractérisée en ce que le drapage dudit longeron supérieur (2a) composite est renforcé dans des zones (18) d'introduction d'efforts. 9 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, comportant une pyramide (5a), support d'une attache avant (6) du mât au moteur (9), caractérisée en ce que au moins les poutres de la pyramide sont réalisées en matériaux composites.
10 - structure primaire de mât de moteur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes caractérisée en ce que le drapage des panneaux composites est un drapage de type quasi isotrope.
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