WO2007036520A2 - Mat d'accrochage de moteur pour aeronef - Google Patents

Mat d'accrochage de moteur pour aeronef Download PDF

Info

Publication number
WO2007036520A2
WO2007036520A2 PCT/EP2006/066737 EP2006066737W WO2007036520A2 WO 2007036520 A2 WO2007036520 A2 WO 2007036520A2 EP 2006066737 W EP2006066737 W EP 2006066737W WO 2007036520 A2 WO2007036520 A2 WO 2007036520A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
attachment
box
duct
mast
Prior art date
Application number
PCT/EP2006/066737
Other languages
English (en)
Other versions
WO2007036520A3 (fr
Inventor
Laurent Lafont
Frédéric JOURNADE
Lionel Diochon
Original Assignee
Airbus France
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus France filed Critical Airbus France
Publication of WO2007036520A2 publication Critical patent/WO2007036520A2/fr
Publication of WO2007036520A3 publication Critical patent/WO2007036520A3/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates generally to an aircraft engine attachment pylon, such as a turbojet engine.
  • This type of attachment mast also called “EMS" (of the English “Engine Mounting Structure"), allows for example to suspend the turbojet below the wing of the aircraft, via a mounting system comprising a plurality of engine attachments.
  • Such an attachment pylon is indeed intended to form the connecting interface between an engine such as a turbojet engine and a wing of the aircraft. It makes it possible to transmit to the structure of this aircraft the forces generated by its associated turbojet, and also authorizes the routing of fuel, electrical, hydraulic and air systems between the engine and the aircraft.
  • the mast has a rigid structure, also called primary structure, often of the "box” type, that is to say formed by the assembly of upper and lower spars and two side panels interconnected via transverse ribs.
  • the mast is provided with a mounting system interposed between the turbojet engine and the rigid structure of the mast, this system generally comprising at least two engine fasteners, generally a front attachment and a rear attachment.
  • the mounting system comprises a device for taking up the thrust forces generated by the turbojet engine.
  • this device takes for example the form of two lateral rods connected on the one hand to a rear part of the turbojet fan casing, and on the other hand to the rear engine attachment fixed to the casing of this engine. latest .
  • the attachment mast also includes a second mounting system interposed between the rigid structure of the mast and the wing of the aircraft, the second system is usually composed of two or three fasteners.
  • the mast is provided with a secondary structure ensuring the segregation and maintenance of systems while supporting aerodynamic fairings.
  • a conventional attachment mast of the prior art is equipped with a rear attachment secured directly to the lower spar of the box, through its rear attachment body.
  • the object of the invention is therefore to propose an aircraft engine attachment pylon which at least partially overcomes the drawback mentioned above relating to the embodiments of the prior art, and also to present an engine assembly for aircraft having at least one such mast.
  • the subject of the invention is an aircraft engine attachment pylon, this mast comprising a rigid structure, also called primary structure, provided with a box preferably formed by the assembly of an upper spar, d a lower spar, two lateral panels and transverse ribs connecting the spars and panels, the mast also comprising a mounting system interposed between the engine and the rigid structure, this mounting system comprising in particular a rear attachment comprising a body of fastener defining screeds.
  • the rigid structure also comprises a structural block fixedly mounted on the box between the latter and the engine, therefore preferably under a lower structural element of the lower spar type belonging to the box when the engine is intended to be suspended under the wing of the aircraft, this structural block having an interface for fixing the rear engine attachment, on which the fastening body defining yokes is fixedly mounted.
  • the proposed invention globally allows to deport the engine attachment downward relative to the box, thanks to the block said structural block structural structure and therefore integral to the rigid structure, and comparable to a bow or a hoof.
  • the addition of this block in relation the achievements of the prior art in which the rigid structure was exclusively constituted by the box provides many advantages, including that to move the same box of the engine suspended from the mast. Consequently, the thermal conditions experienced by this box are much smaller than those previously encountered in embodiments where the attachment interface of the rear engine attachment was located directly on the lower spar.
  • the proposed invention allows to separate the design of the structural block, essentially dictated by the need to ensure the passage of the forces from the rear engine attachment, that of the box, mainly sized according to the wing interface that it supports.
  • This feature implies that the width of the block can be much smaller than that of the box, thus providing a considerable advantage in terms of aerodynamic performance, given that it is the narrow block that is in the flow flow zone. secondary, and no longer the lower part of the box of higher width. Aerodynamic disturbances at the tether rear engine are greatly reduced compared to those previously encountered.
  • the geometry of the box is no longer influenced by the need to move closer to the crankcase, since this function can be fully ensured by the structural block attached fixedly on this box.
  • the geometry of the latter can therefore be considerably simplified, as can its manufacture, in particular by providing a bottom face of the flat box from one end to the other of the rigid structure. Its mass is then reduced and perfectly optimized, insofar as the lower part of the casing advantageously has no larger width recess exclusively intended to approach the crankcase.
  • the block projecting from the box downwards and extending only over a short longitudinal length of the rigid structure makes it easy to envisage passing pipes or similar elements through the same lower structural block. .
  • This ability offered to the mast equipment such as a heat exchanger system thus facilitates access to the rear part of the rigid structure, which in the prior art, required to cross the box whose accessibility is relatively delicate .
  • the box is made of composite material, which generally generates a considerable weight gain. It is therefore the distance of this box compared to the hot zone of the engine which allows the use of such a type of material.
  • the structural block is metallic, for example made of titanium, so as to be able to cope with the thermal stresses generated by the proximity of the engine.
  • the structural block of composite material without departing from the scope of the invention. In such a case, the material used would then be less sensitive to heat than that used for producing the box.
  • the mounting system comprises a device for taking up the thrust forces generated by the engine, also fixedly connected to the structural block carrying the rear fastening body at the attachment interface of this rear engine attachment. .
  • the proposed invention makes it possible to envisage providing a lower structural element, of the lower spar type, of flat shape, which greatly simplifies the manufacture of the box, while advantageously decreasing its overall mass.
  • the structural block is mounted on the box by means of a plurality of traction bolts. and shear pins.
  • insulating elements such as rings, washers or an intermediate layer of composite material between these two elements constituting the rigid structure of the attachment pylon.
  • the invention also relates to an engine assembly for an aircraft comprising a motor and a motor attachment pylon such as that which has just been presented.
  • a thermal protection system of the box comprising a preferentially ventilated conduit and forming a thermal barrier and extending between the box and the engine, therefore preferably under the lower structural element of the lower spar type and along it when the engine is intended to be suspended under the wing of the aircraft, the vent pipe extending rearwardly beyond the rear engine attachment.
  • a thermal protection system of the box comprising a preferentially ventilated conduit and forming a thermal barrier and extending between the box and the engine, therefore preferably under the lower structural element of the lower spar type and along it when the engine is intended to be suspended under the wing of the aircraft, the vent pipe extending rearwardly beyond the rear engine attachment.
  • the vented duct has a rear end opening at the outer wall of a rear aerodynamic fairing of the attachment pylon, this rear aerodynamic fairing being located entirely rearward relative to the rear engine attachment.
  • the rear end of the vented duct at a break / base of this fairing, so as to create an accentuated suction and thus to obtain an even higher pressure differential.
  • the control of the movable structure thus makes it possible to reduce / increase the suction of the air leaving the opening provided on this fairing, following that the latter is in a configuration defining one or more setbacks aiming to create a base effect for generating a significant air suction, or in a configuration defining a substantially continuous aerodynamic shape and without recess, to cause the least possible drag.
  • this mobile structure placed at the opening allows the extraction of air regardless of the position thereof.
  • the preferentially vented conduit passes through the structural block, which is a relatively simple way to bring the rear end of the duct downstream of the rear engine attachment supported by the same block.
  • the duct is located below and at a distance from the lower structural element of the box, so as to define together with it a secondary ventilated passage.
  • the secondary ventilated passageway then constitutes an area called "adjacent fire zone", while the box is found in fact in an area called “fire zone”, in which the constraints are of course less important.
  • This specificity advantageously allows the passage of various elements through the box of the rigid structure, without this violating safety standards.
  • the design of this box no longer has to be dictated by any fire requirement, as was the case previously. It is noted as an indication that in the case where the engine is located above the wing, the duct and the ventilated secondary passage are then of course placed above the upper spar of the box.
  • the secondary ventilated passage is also delimited laterally by covers of a nacelle of the engine.
  • thermal protection system of the box it can be provided with a thermal protection coating equipping the conduit forming the thermal barrier called "fire barrier”, for example placed on a lower outer surface of this conduit, that is to say facing the engine.
  • the assembly comprises a heat exchanger system comprising an exchanger which is connected to a hot air intake, a cold air intake, a first outlet intended to be connected to a wing element of the aircraft, and at least a second output located between the box and the engine, therefore below the lower spar of the box when the engine is intended to be suspended under the wing of the aircraft, each second outlet being arranged behind compared to the rear engine mount.
  • this arrangement does not advantageously require the provision of a second outlet duct passing through the box of the rigid structure, since the second air outlet is located below the lower spar of this box, as is also the case for the exchanger when the engine is intended to be suspended under the wing.
  • the safety of the motor assembly as well as the ease of assembly of the heat exchanger system are therefore increased.
  • the position specific to the present invention of the second outlet advantageously implies that the air which is extracted from it does not disturb the flow at the level of the wing.
  • the second outlet opens beyond the rear engine attachment, has a level where the pressures are substantially lower than those encountered upstream of the engine attachment. Consequently, the pressure differential obtained between the cold air intake and the second outlet of the exchanger system is much greater than that encountered previously because of the strong suction encountered at this second outlet, which allows, by for example, to substantially increase the air flow through the exchanger system, and thus to increase the performance of the exchanger system.
  • the second output is at the rear of the rear engine attachment, it then becomes easy to unclog this output into the engine jet, and by the same to use the air ejected from this second output as an additional thrust generator.
  • the second outlet opens at the outer wall of the aforementioned rear aerodynamic fairing.
  • this second outlet at a break / base of this fairing, so as to create an increased suction and thus to obtain an even higher pressure differential.
  • the second outlet of the heat exchanger system is provided on a second outlet duct connected to the exchanger and passing through the structural block also traversed by the vented duct.
  • this solution then constituting a relatively simple way to bring this second output downstream of the rear engine attachment supported by the same block.
  • the exchanger is located between the box and the engine, forward relative to the rear attachment.
  • an alternative is to provide that the exchanger of the heat exchanger system is arranged at least partially inside the rear aerodynamic fairing of the attachment mast.
  • one advantage lies in reducing the space between the front part of the box and the engine, which causes a reduction. disruptions in the ventilation of the same engine, and better accessibility in this area which is generally adjacent to the core area of the engine.
  • the secondary flow is no longer disturbed by the presence of the exchanger in this area, which causes an increase in engine performance.
  • the cold air intake can advantageously be located further back than previously, for example at a front part of the aforementioned fairing, so at a point where the pressures are higher. This allows the cold air to enter the exchanger system with a stronger pressure, synonymous with gain in terms of performance for this same system.
  • the hot air intake of the heat exchanger system is provided on a hot air duct connected to the exchanger and passing through the structural block of the rigid structure, so that this plug hot air comes preferably to be fixed on the core area of the engine, that is to say at the central casing of the latter.
  • the heat exchanger system presented above could alternatively be of the fuel / air or oil / air type, and not air / air as just described. In such a case, it is then a hot fluid outlet and the first outlet which are intended to be traversed by this fuel type fluid, oil, etc..
  • the invention also relates to an aircraft comprising at least one engine assembly such as that which has just been presented.
  • FIG. 1 shows a side view of an aircraft engine assembly according to a first preferred embodiment of the present invention
  • Figure 2 shows an enlarged perspective view of the lower structural block belonging to the rigid structure of the engine assembly pylon shown in Figure 1
  • FIG. 3 shows a side view of an aircraft engine assembly according to a second preferred embodiment of the present invention
  • FIG. 4 represents a side view of an aircraft engine assembly, this assembly being in the form of an alternative of the second preferred embodiment of the present invention
  • Figure 5 is a schematic sectional view taken along the line V-V of Figure 4
  • FIGS. 6a and 6b show top views of a rear portion of the rear aerodynamic fairing of the attachment mast belonging to the assembly shown in FIG. 3, more specifically showing a controllable movable structure capable of reducing / increasing suction of the air at the outlet of the fairing;
  • FIG. 7 shows a view similar to those shown in Figures 6a and 6b, the movable structure being in an alternative embodiment
  • FIG. 8 represents a partial perspective view of an aircraft engine assembly according to a third preferred embodiment of the present invention, the engine having been deliberately omitted for the sake of clarity;
  • FIG. 9 represents a partial side view of an aircraft engine assembly, this assembly being in the form of an alternative of the third preferred embodiment of the present invention;
  • FIG. 10 shows a side view of an aircraft engine assembly, this assembly being in the form of another alternative of the third preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 11 shows a partial perspective view of the assembly shown in Figure 10
  • Figure 12a shows a view similar to that shown in Figure 9, with a rear aerodynamic fairing equipped with a steerable movable structure in another alternative embodiment
  • FIG. 12b shows a sectional view taken along the line XII-XII of Figure 12a.
  • FIG. 1 there is shown a motor unit 1 for aircraft intended to be fixed under a wing 3 of this aircraft, this assembly 1, provided with a latching mast 4, in the form of a first preferred embodiment of the present invention.
  • the engine assembly 1 comprises a motor such as a turbojet engine 2 and the attachment pylon 4, the latter being in particular provided with a rigid structure 10 and a mounting system 11 composed of a plurality of engine fasteners 6, 8 and a device for taking up the thrust forces 9 generated by the turbojet engine 2, the mounting system 11 thus being interposed between the engine and the rigid structure
  • assembly 1 is intended to be surrounded by a nacelle
  • X is the longitudinal direction of the mast 4 which is also comparable to the longitudinal direction of the turbojet engine 2, this direction X being parallel to a longitudinal axis 5 of the turbojet engine 2.
  • Y is the direction transversely oriented with respect to the mast 4 and also comparable to the transverse direction of the turbojet 2
  • Z is the vertical or height direction, these three directions X, Y and Z being orthogonal to one another.
  • front and rear are to be considered in relation to a direction of advancement of the aircraft encountered following the thrust exerted by the turbojet engine 2, this direction being represented schematically by the arrow 7.
  • the turbojet engine 2 has at the front of a large fan casing 12 delimiting an annular fan duct 14, and has a rear casing 16 of smaller dimension, enclosing the heart of this turbojet engine. Finally, the central casing 16 is extended towards the rear by an ejection casing 17 of larger size than that of the casing 16.
  • the housings 12, 16 and 17 are of course integral with each other.
  • the plurality of engine fasteners is constituted by a front engine attachment 6 and a rear engine attachment 8 possibly forming two rear half-fasteners as known from the prior art.
  • the recovery device 9 takes for example the form of two lateral rods (only one being visible due to the side view) connected on the one hand to a rear part of the fan casing 12, and on the other hand on a rudder 20, itself mounted on the rigid structure 10.
  • the front engine attachment 6, secured to the fitting 15 of the rigid structure 10 and to the fan casing 12, is conventionally designed so as to it is possible to take up only forces generated by the turbojet engine 2 along directions Y and Z, and therefore not those exerted in the direction X.
  • this front attachment 6 preferably penetrates into a circumferential end portion of the crank case. blower 12.
  • the rear engine attachment 8 is generally interposed between the ejection housing 17 and the rigid structure 10 of the mast. As indicated above, it is preferably designed so as to be able to take up forces generated by the turbojet engine 2 along directions Y and Z, but not those exerted in direction X.
  • the recovery of the moment exerted in the direction X is done vertically with the aid of the fastener 8
  • the recovery of the moment being exerted in the direction Y is carried out vertically with the aid of the rear fastener 8 together with the fastener 6
  • the recovery of the moment being exerted in the direction Z is carried transversely with the aid of the fastener 8, together with the fastener 6.
  • transverse ribs 32 arranged in YZ planes and spaced longitudinally reinforce the rigidity of the box 24.
  • the elements 26, 28 and 30 can each be made of a single holding, or by the assembly of ⁇ intives sections, which may optionally be slightly inclined relative to each other.
  • the lower spar 28 is plane over its entire length, this plane being substantially parallel to an XY plane or slightly inclined relative thereto.
  • the block 34 has an attachment interface 36 of the rear attachment 8, this interface 36 is therefore located below the plane in which the beam 28 is located, and preferably oriented along an XY plane. As will be described later, it is stated that this attachment interface 36 is intended to cooperate with a fastening body of the rear engine attachment 8.
  • the thermal stresses applied to the casing 24 are thus relatively low, so that it becomes possible to manufacture it in composite material of the glass fiber or carbon impregnated with resin type, or in any other heat-sensitive material susceptible of generate a gain in terms of overall mass of the mast 4.
  • the block 34 more exposed to these thermal stresses due to its proximity to the engine 2 can be made of a metallic material, preferably titanium.
  • the structural block 34 fixed under the lower spar 28 has generally two lateral flanks 40, each equipped in the upper part with a fastening fin 42 oriented along the plane of this same beam 28 to contact the latter and to ensure the fixing of the block 34 on the box 24.
  • this attachment is preferably made via a plurality of traction bolts and shear pins (not shown) arranged perpendicularly to the lower spar 28, along the axes 44 passing through the fins 42.
  • the block 34 also comprises one or more transverse ribs 46 arranged between the two flanks 40, and preferably oriented along YZ planes.
  • the attachment interface 36 is defined by a lower portion 50 of the two sidewalls 40, possibly in combination with one of the ribs 46 being preferably in the form of a frame.
  • this fixing interface 36 formed by the two lower portions 50 of the sidewalls 40 and the lower part of the rib 46 in question generally constitute a horizontal band extending in the direction Y on which is fixed the fastening body 38 of the rear engine attachment 8, preferably via bolts.
  • This attachment body 38 is of known type and design substantially identical to that previously encountered in the embodiments in which this body was mounted directly on the lower spar 28 of the box. Thus, it defines clevises 52 on which are articulated shackles (not shown) also intended to be articulated on integral fittings of the engine.
  • an attachment fitting 54 of the spreader 20 is also arranged between the two lateral flanks 40, preferably forwardly relative to the fastening body 38. This fitting 54 then carries a pivot 56 of the spreader 20, itself hinged at both ends with the two connecting rods 9 of the thrust forces.
  • this block 34 can take the form of a secondary rigid box, and incorporate front and rear closure plates (not shown) integral with the sidewalls 40, respectively closing the box forward and towards 1 ' back .
  • FIG. 3 there is shown a motor assembly 1 for aircraft in the form of a second preferred embodiment of the present invention.
  • this second preferred embodiment all the features of the first mode described above have been included. Therefore, in the figures, the elements bearing the same reference numerals correspond to identical or similar elements.
  • This preferred embodiment consists in providing in addition a thermal protection system 58 of the box 24, which contributes to making possible the use of a composite material for the manufacture of the latter.
  • this system 58 comprises a preferentially ventilated duct 60 extending below the lower spar 28, preferably parallel to it.
  • the duct 60 also called skirt, preferably has a cross section substantially taking the form of a rectangle whose length extending in the direction Y is preferably greater than the width of the box 24.
  • the conduit 60 has a front end provided with an air intake 62 located near the junction between the blower part of the engine and the reverse thrust portion, this junction being schematically represented by the line 64.
  • this air intake 62 is preferably arranged under the box 24, upstream of the junction 64 and at the outlet of the annular fan duct (not shown) so as to be supplied by the air fresh outgoing from it.
  • this duct 60 longitudinally passes through the structural block 34, which is relatively simple to implement because of the short length of the block 34 in the direction X.
  • FIG. 3 it has been represented one of the aerodynamic fairings equipping the mast 4, which is more specifically known under the name rear aerodynamic fairing or lower rear aerodynamic fairing, or "shield” or "Aft Pylon Fai ⁇ ng".
  • This fairing 66 preferably arranged under the casing 24, is located entirely rearwardly relative to the fastener 8, and usually protrudes rearwardly from a trailing edge of the wing 3. It is therefore not part of the rigid structure of the mast, but is connected thereto by a support bracket 68 fixedly mounted under the housing 24, rearwardly relative to the block 34. In known manner, its lower front portion substantially tangent an upper portion of the exhaust nozzle 70 of the engine 2.
  • the vented duct 60 is such that it extends beyond the block 34 to penetrate inside the fairing 66, so that the outlet end of this duct is example in the vicinity of a rear portion of the shroud 66.
  • FIG. 4 showing an alternative form of embodiment of the second preferred embodiment, it can be seen that the ventilated duct 60 does not fit inside the shroud 66, but has a bend downstream of the block 34 allowing it to follow the support bracket 68 downwards. Another bend is provided so that an end portion of this duct 60 can travel between the lower front part of the shroud 66 and the upper part of the ejection nozzle 70.
  • an outlet 71 of this duct 60 opens at the outer wall of the fairing 66, preferably on a side or bottom portion thereof, and downstream of an ejection end 72 of the nozzle 70.
  • the outlet / rear end 71 of the vented duct 60 is preferably arranged at a rupture / of a recess made on the outer wall of the fairing 66, so as to create a base effect and thus an increased suction of the air leaving the duct 60, which obviously allows to obtain a pressure differential accentuated as well as an increased efficiency of the thermal protection system 58.
  • the ventilated duct 60 In each of the two cases shown in FIGS. 3 and 4, provision is made for the ventilated duct 60 to be located below and at a distance from the spar 28, so as to form therewith a secondary ventilated passage 74, participating in the cooling of the casing 24 with whom he is in direct contact.
  • This passage 74 is preferably supplied with fresh air via a sampling outside the engine 2.
  • the two thrust reverser hoods 76 of the engine nacelle respectively carry, on their internal lateral flanks 78, sealing joints 80. extending longitudinally and bearing against both sides of the duct 60, oriented in XZ planes.
  • the passage 74 is substantially firm and sealed around its entire periphery, in particular because of the articulated interface of the covers 76 on the side panels 30 of the box 24.
  • the secondary ventilation passage 74 thus constitutes an area known as the "adjacent fire zone", and the caisson 24 is found in an area known as the "fire zone” in which the security constraints are of course less important.
  • the "fire zone” is located below the duct 60, which may optionally be equipped with a thermal protection coating 82, for example of the MINK ® type (produced by the Gehier company) corresponding to a mixture of glass fibers and of silicone. As can be seen in FIG. 5, this coating 82 is preferably arranged under the duct 60, that is to say between the lower part of this duct and the motor 2.
  • this structure 88 preferably takes the form of an ogive or the like, which when it occupies a rear position said aerodynamically deployed position, protrudes from the opening 86 so as to be located substantially in the aerodynamic extension of the side coverings 90a and 90b of the fairing 66, as is visible in Figure 6a.
  • This structure 88 which is controllable in translation in a direction 92 preferably substantially parallel to the direction X, for example by means of actuating means 96 being connected thereto, thus makes it possible to obtain a fairing 66 of aerodynamic shape substantially continuous and without offset, which generates a small drag.
  • this aerodynamic position will be preferentially adopted during the high speed phases of the aircraft, since these require a low drag, and they generate a sufficiently large flow within the duct 60 to provide cooling
  • FIG. 6b representing the mobile structure 88 in a position before said retracted suction position
  • this structure 88 is almost entirely retracted with respect to the opening 86 which then has a section more important, which implies in particular that the aerodynamic extension of the lateral coatings 90a and 90b of the shroud 66 is no longer provided.
  • FIG. 7 there is a second way to provide the rear portion of the aerofoil fairing 66, which is also provided with the air outlet opening 86 in its rear end portion.
  • the opening 86 is coupled to a movable structure 88 which no longer takes the form of an ogive, but two panels 100a, 100b articulated with respect to one another at their level. rear end along an axis 102 preferably parallel to the direction Y, these panels 100a, 100b permanently protruding from the opening 86.
  • the two panels 100a, 100b In the separated position represented in solid lines, said aerodynamic extended position, the two panels 100a, 100b have a front end bearing against the rear end of the lining 90a, 90b of the shroud 66, so as to be located substantially in the aerodynamic extension of these.
  • This structure 88 which is therefore rotatable about the axis 102, for example by means of the actuating means 96 connected thereto, thus makes it possible to obtain a fairing 66 of substantially continuous aerodynamic shape and without recess, which generates a small drag.
  • the close position referred to as the retracted suction position shown in dashed lines in FIG.
  • FIG 8 there is shown an aircraft engine assembly 1 in the form of a third preferred embodiment of the present invention.
  • this third preferred embodiment all the characteristics of the first and second modes described above have been taken up. Therefore, in the figures, the elements bearing the same reference numerals correspond to identical or similar elements. Nevertheless, it would naturally be possible to provide a combination with only the characteristics of the first mode, and not those of the second, without departing from the scope of the invention.
  • This preferred embodiment consists in additionally providing a heat exchanger system 104, which is generally constituted by means of a cold air intake 106 and a hot air intake 108, the intake of cold air 106 being preferably arranged under the box 24, upstream of the junction 64 and at the outlet of the annular fan duct (not shown) so as to be supplied by the fresh air leaving it, while the hot air 108 is connected directly to the central casing of the engine 2 (not shown).
  • These cold air intake 106 and hot air intake 108 are respectively provided at the front end of a cold air duct 110 and a hot air duct 112, both connected by the intermediate of their other end to a heat exchanger 114 located between the box 24 and the engine 2, upstream of the rear attachment 8 and the structural block 34. It is noted that exchanger 114 has any design known to those skilled in the art.
  • the system 104 includes a first outlet 116 intended to be connected to the wing, so as to provide the functions of defrosting, cabin air conditioning, etc.
  • This outlet 116 is arranged at the end of a first outlet duct 120, the other end of which is connected to the exchanger 114.
  • this duct 120 In order to be able to join the flange, provision is made for this duct 120 to pass through the casing 24, preferably vertically as shown in Figure 8.
  • the exchanger system 104 is equipped with a second outlet 122a arranged at the end of a second outlet duct 124 whose other end is also connected to the exchanger 114.
  • the second outlet 122a is arranged under the spar 28 of the box 24, behind the fastener 8.
  • this duct 124 passes longitudinally through the structural block 34, which is relatively simple to implement because of the short length of the block 34 in the direction X.
  • the lower rear aerodynamic fairing 66 arranged under the box 24 and usually protruded rearward of a trailing edge of the wing 3.
  • the duct 124 is such that it extends beyond block 34 to penetrate inside the fairing 66, so that the second outlet 122a of this duct is for example located near a front portion of the shroud 66. To do this, before entering the shroud 66, the conduit 124 then passes through the fitting 68 supporting the same fairing.
  • the second outlet duct 124 does not fit inside the fairing 66, but has a curvature or bend downstream of the block 34 allowing him to follow the support bracket 68 downwards. Another bend or other curvature is provided so that an end portion of this conduit 124 can travel between the lower front portion of the fairing 66 and the upper portion of the exhaust nozzle 70.
  • the second outlet 122b opens out at the outer wall of the fairing 66, preferably on a lateral or lower part thereof, and downstream of an ejection end 72 of the nozzle 70.
  • the second 122b is preferably arranged at a break / a convenient recess on the outer wall of the fairing 66, so as to create a base effect and thus an increased suction of the air leaving the duct 124, which obviously allows to obtain a significant pressure differential and an increase in performance of the exchanger system 104.
  • an association is preferably made between an air outlet opening 86 of the fairing and a steerable movable structure 88, which, as a function of its position, makes it possible to modify the aerodynamic shape of this fairing 66, this combination being able to for example take the form of any of the embodiments shown in Figures 6a, 6b and 7.
  • An advantage associated with such use is to be able to benefit from an opening 86 of variable section depending on the position of the moving structure 88. Indeed, the possible regulation of the quantity of air leaving the second outlet by varying the section of the opening of the fairing makes it possible to eliminate the valve provided for the same purpose which was previously placed upstream on the air intake system. exchanger.
  • FIGS. 12a and 12b there can be seen a third way of ensuring the ejection of the air out of the aerodynamic fairing 66, without this being provided with an opening of output in its rear end portion as shown in Figures 6a, 6b and 7, but two openings 105a, 105b located on either side of the shroud 66, respectively on the two side coatings 90a, 90b of the latter. As an indication, these openings 105a, 105b may be located in or near a central zone of the shroud 66, considered in the X direction.
  • the movable structure 88 generally takes the form of two side panels / flaps 101a, 101b each hinged at its front end on a side coating 90a, 90b of the shroud 66, respectively along axes 103a and 103b preferably parallel to the Z direction.
  • the two panels 101a, 101b In the folded position represented in solid lines, called the aerodynamic position, the two panels 101a, 101b have a rear end resting against the lining 90a, 90b of the shroud 66, so as to be located substantially in the aerodynamic extension thereof. .
  • This structure 88 which can therefore be rotated for example by means of the actuating means
  • each of the side panels 101a, 101b thus closes its associated aperture 105a, 105b made in the relevant lateral coating 90a, 90b of the fairing.
  • the air ejection position shown in dashed lines in FIG. 12b it can be seen that the two rear ends of the panels 101a, 101b which have been pivotally spaced along the axes 103a, 103b are respectively remote from the cladding.
  • This solution panels / side flaps 101a, 101b is particularly retained when it is decided to implement jointly the two outputs 122a and 122b, as shown schematically in Figure 12a.
  • a suitable system (not shown) can then make it possible to favor the air ejection either by the outlet 122a, or by the outlet 122b, or by these two last simultaneously.
  • the output 122a will preferably be used in case of failure and for high data rates (low speeds of the aircraft), while the output 122b will preferably be used in cruising or for low speeds (high speeds of the aircraft).
  • Figs. 10 and 11 showing an assembly 1 in the form of another alternative of the third preferred embodiment of the present invention, it can be seen that the main design difference with the assemblies of Figs. exchanger 114 at least partially inside the fairing 66, thus downstream of the block 34 and the rear attachment 8.
  • the hot air duct 112 carrying the hot air intake 108 attached to the central casing 16 of the engine 2. It is also specified that the hot air duct 112 may carry an additional hot air intake 108b, also reported on the engine 2, back from the socket 108. It is specified in this regard that each of the preferred embodiments could be equipped with this additional hot air intake, without departing from the scope of the invention.
  • the first output conduit

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Abstract

L'invention se rapporte à un mât d'accrochage (4) de moteur (2) pour aéronef, comportant une structure rigide (10) pourvue d'un caisson (24), ce mât comprenant également un système de montage (11) interposé entre le moteur et la structure rigide, ce système (11) comportant notamment une attache moteur arrière (8). Selon l'invention, la structure rigide comporte également un bloc structural (34) monté fixement sur le caisson (24) entre ce dernier et le moteur, et présentant une interface de fixation (36) de l'attache moteur arrière (8).

Description

MAT D'ACCROCHAGE DE MOTEUR POUR AERONEF
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte de façon générale à un mât d'accrochage de moteur pour aéronef, tel qu'un turboréacteur. Ce type de mât d'accrochage, également appelé « EMS » (de l'anglais « Engine Mounting Structure ») , permet par exemple de suspendre le turboréacteur au-dessous de la voilure de l'aéronef, par l'intermédiaire d'un système de montage comprenant une pluralité d'attaches moteur.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Un tel mât d'accrochage est en effet prévu pour constituer l'interface de liaison entre un moteur tel qu'un turboréacteur et une voilure de l'aéronef. Il permet de transmettre à la structure de cet aéronef les efforts générés par son turboréacteur associé, et autorise également le cheminement du carburant, des systèmes électriques, hydrauliques, et air entre le moteur et l'aéronef.
Afin d'assurer la transmission des efforts, le mât comporte une structure rigide, dite également structure primaire, souvent du type « caisson », c'est- à-dire formée par l'assemblage de longerons supérieur et inférieur et de deux panneaux latéraux raccordés entre eux par l'intermédiaire de nervures transversales . D'autre part, le mât est muni d'un système de montage interposé entre le turboréacteur et la structure rigide du mât, ce système comportant globalement au moins deux attaches moteur, généralement une attache avant et une attache arrière.
De plus, le système de montage comprend un dispositif de reprise des efforts de poussée génères par le turboréacteur. Dans l'art antérieur, ce dispositif prend par exemple la forme de deux bielles latérales raccordées d'une part à une partie arrière du carter de soufflante du turboréacteur, et d'autre part à l'attache moteur arrière fixée sur le carter de ce dernier .
De la même façon, le mât d'accrochage comporte également un second système de montage interposé entre la structure rigide de ce mât et la voilure de l'aéronef, ce second système étant habituellement compose de deux ou trois attaches.
Enfin, le mât est pourvu d'une structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aerodynamiques .
Comme cela a été évoqué ci-dessus, un mât d'accrochage classique de l'art antérieur est équipé d'une attache arrière solidarisée directement sur le longeron inférieur du caisson, par l'intermédiaire de son corps d'attache arrière.
Cette configuration implique diverses inconvénients parmi lesquels on compte celui lie à la forte proximité entre le caisson formant la structure rigide du mât, et le moteur suspendu à ce dernier, qui entraîne naturellement des contraintes thermiques qui restreignent le choix de matériaux pour le caisson précité .
D'autre part, le fait de raccorder directement l'attache moteur arrière sur le longeron inférieur implique qu'il est nécessaire d'approcher le caisson le plus près possible du carter du moteur, pour justement autoriser la mise en place de cette attache moteur arrière ne devant pas présenter une grandeur verticale trop excessive. Or cette configuration conduit la partie inférieure du caisson a constituer un obstacle important dans la zone d'écoulement du flux secondaire, et provoque donc des perturbations aérodynamiques élevées dues à la largeur importante du caisson essentiellement dimensionne en fonction de l'interface voilure qu'il supporte.
De plus, le fait de devoir rapprocher le caisson du carter moteur requiert habituellement une modification de la géométrie de ce même caisson qui n'est alors plus en mesure de conserver une face inférieure plane. Cela se traduit inévitablement par des contraintes de fabrication dues a la complexification du dessin de la partie inférieure du caisson, ainsi que par un surdimensionnement pénalisant l'ensemble du mât d'accrochage en terme de masse globale .
EXPOSE DE L'INVENTION
L'invention a donc pour but de proposer un mât d'accrochage de moteur pour aéronef remédiant au moins partiellement à l'inconvénient mentionné ci- dessus relatif aux réalisations de l'art antérieur, et également de présenter un ensemble moteur pour aéronef disposant d'au moins un tel mât.
Pour ce faire, l'invention a pour objet un mât d'accrochage de moteur pour aéronef, ce mât comportant une structure rigide, dite également structure primaire, pourvue d'un caisson préférentiellement formé par l'assemblage d'un longeron supérieur, d'un longeron inférieur, de deux panneaux latéraux et de nervures transversales reliant les longerons et panneaux, le mât comprenant également un système de montage interposé entre le moteur et la structure rigide, ce système de montage comportant notamment une attache arrière comprenant un corps d'attache définissant des chapes. Selon l'invention, la structure rigide comporte également un bloc structural monté fixement sur le caisson entre ce dernier et le moteur, donc de préférence sous un élément structural inférieur du type longeron inférieur appartenant au caisson lorsque le moteur est destine à être suspendu sous la voilure de l'aéronef, ce bloc structural présentant une interface de fixation de l'attache moteur arrière, sur laquelle le corps d'attache définissant des chapes est monté fixement.
Ainsi, dans ce cas non limitatif où le moteur est destine à être suspendu sous la voilure de l'aéronef, l'invention proposée permet globalement de déporter l'attache moteur arrière vers le bas par rapport au caisson, grâce au bloc structural dit bloc structural inférieur et faisant donc partie intégrante de la structure rigide, et étant assimilable à une étrave ou un sabot. L'adjonction de ce bloc par rapport aux réalisations de l'art antérieur dans lesquelles la structure rigide était exclusivement constituée du caisson permet de procurer de nombreux avantages, dont celui d'éloigner ce même caisson du moteur suspendu au mât. Par conséquent, les conditions thermiques que subit ce caisson sont bien moins importantes que celles rencontrées antérieurement dans des réalisations où l'interface de fixation de l'attache moteur arrière était située directement sur le longeron inférieur. Cet allégement des conditions thermiques permet donc d'envisager l'emploi de matériaux moins sensibles à la chaleur pour la fabrication du caisson rigide, tels que les matériaux composites du type fibres de verre ou de carbone imprégnées de résine. Dans un tel cas, il peut avantageusement en découler un gain de masse très important pour l'ensemble du mât d'accrochage.
En outre, il est note que l'invention proposée permet de dissocier la conception du bloc structural, essentiellement dictée par la nécessité d'assurer le passage des efforts provenant de l'attache moteur arrière, de celle du caisson, principalement dimensionné en fonction de l'interface voilure qu'il supporte. Cette particularité implique que la largeur du bloc peut être très inférieure a celle du caisson, procurant ainsi un avantage considérable en terme de performances aérodynamiques, étant donne que c'est le bloc de faible largeur qui se trouve dans la zone d'écoulement du flux secondaire, et non plus la partie inférieure du caisson de largeur plus élevée. Les perturbations aerodynamiques au droit de l'attache moteur arrière sont ainsi fortement diminuées par rapport à celles rencontrées antérieurement.
D'autre part, il est bien entendu à comprendre que la géométrie du caisson n'est plus influencée par la nécessité de se rapprocher du carter moteur, puisque cette fonction peut être entièrement assurée par le bloc structural rapporté fixement sur ce caisson. La géométrie de ce dernier peut par conséquent être considérablement simplifiée, tout comme sa fabrication, notamment en prévoyant une face inférieure de caisson plane d'un bout à l'autre de la structure rigide. Sa masse est alors réduite et parfaitement optimisée, dans la mesure où la partie inférieure du caisson ne présente avantageusement plus de décrochement de largeur importante exclusivement destiné à se rapprocher du carter moteur.
Enfin, il est indiqué que le bloc faisant saillie du caisson vers le bas et ne s' étendant que sur une faible longueur longitudinale de la structure rigide permet aisément d'envisager de faire passer des canalisations ou éléments similaires à travers ce même bloc structural inférieur. Cette faculté offerte aux équipements du mât tels qu'un système d'échangeur thermique facilite donc l'accès à la partie arrière de la structure rigide, qui, dans l'art antérieur, nécessitait de traverser le caisson dont l'accessibilité est relativement délicate.
De préférence et comme cela a été évoqué ci-dessus, le caisson est réalisé en matériau composite, ce qui engendre globalement un gain de masse considérable. C'est donc l' éloignement de ce caisson par rapport à la zone chaude du moteur qui autorise l'emploi d'un tel type de matériau. En revanche, on peut prévoir que le bloc structural est métallique, par exemple réalisé en titane, de manière à pouvoir faire face aux sollicitations thermiques engendrées par la proximité du moteur. Néanmoins, il serait également possible de prévoir le bloc structural en matériau composite, sans sortir du cadre de l'invention. Dans un tel cas, le matériau utilisé serait alors moins sensible à la chaleur que celui employé pour la réalisation du caisson.
Toujours de manière préférentielle, le système de montage comporte un dispositif de reprise des efforts de poussée générés par le moteur, également raccordé fixement sur le bloc structural portant le corps d'attache arrière au niveau de l'interface de fixation de cette attache moteur arrière.
Grâce à la présence du bloc structural assurant la fonction de rapprochement de la structure rigide vers le carter moteur, de préférence le carter d'éjection, l'invention proposée permet d'envisager de prévoir un élément structural inférieur, du type longeron inférieur, de forme plane, ce qui simplifie considérablement la fabrication du caisson, tout en diminuant avantageusement sa masse globale.
Pour diminuer la conduction thermique entre le bloc structural et le caisson rigide, but principalement recherché lorsque le caisson est réalisé en matériau composite, on prévoit préférentiellement que le bloc structural est monté sur le caisson par l'intermédiaire d'une pluralité de boulons de traction et de pions de cisaillement. A ce titre, on peut optionnellement intercaler des éléments isolants tels que des bagues, des rondelles ou une couche intercalaire en matériau composite entre ces deux éléments constituant la structure rigide du mât d' accrochage .
L'invention a également pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant un moteur et un mât d'accrochage du moteur tel que celui qui vient d'être présenté.
De préférence, il comporte un système de protection thermique du caisson comportant un conduit préférentiellement ventile et formant une barrière thermique et s' étendant entre le caisson et le moteur, donc de préférence sous l'élément structural inférieur du type longeron inférieur et le long de celui-ci lorsque le moteur est destiné à être suspendu sous la voilure de l'aéronef, ce conduit ventile s' étendant vers l'arriére au-delà de l'attache moteur arrière. Ainsi, cet agencement particulier permet d'obtenir un refroidissement très satisfaisant du caisson, puisque c'est une très grande partie du longeron inférieur qui est protégée par le conduit. La présence de ce dernier participe donc a rendre possible l'utilisation d'un matériau composite pour la fabrication du caisson de la structure rigide.
D'autre part, il doit donc être compris que l'extrémité arrière de ce conduit débouche au-delà de l'attache moteur arrière, à un niveau où les pressions sont sensiblement moins élevées que celles rencontrées en amont de cette attache moteur. Par conséquent, le différentiel de pression obtenu est largement supérieur à celui rencontré antérieurement en raison de la forte aspiration rencontrée en sortie du conduit lorsque ce dernier est de nature « ventilée », c'est-à-dire traversé par un débit d'air, ce qui permet d'augmenter sensiblement ce débit d'air, et donc d'accroître l'efficacité du système de protection thermique du caisson .
Par ailleurs, étant donné que l'extrémité arrière du conduit ventilé se trouve a l'arriére de l'attache moteur arrière, il devient alors aise de faire déboucher cette extrémité dans le jet du moteur, et par la même d'utiliser l'air éjecté du conduit ventilé comme générateur additionnel de poussée. Préférentiellement , le conduit ventilé dispose d'une extrémité arrière débouchant au niveau de la paroi extérieure d'un carénage aérodynamique arrière du mât d'accrochage, ce carénage aérodynamique arrière étant situé entièrement en arrière par rapport à l'attache moteur arrière.
Cette configuration est extrêmement avantageuse du point de vue aérodynamique. En effet, le carénage précité, également appelé « bouclier » ou encore « Aft Pylon Faiπng » et faisant habituellement saillie vers l'arrière d'un bord de fuite de l'aile, est en gênerai impacte par le jet du moteur, ce qui entraîne une traînée non négligeable et relativement contraignante en terme de performance. Le fait de prévoir que cette extrémité débouche au niveau de la paroi extérieure du carénage permet ainsi de faire baigner ce dernier dans une lame d'air le protégeant du jet du moteur. Par conséquent, la traînée engendrée par l'impact réduit du jet chaud sur le carénage arrière inférieur est largement diminuée par rapport à celle rencontrée antérieurement, ce qui induit avantageusement des gains de performance.
A ce titre, dans le but de simultanément accroître la poussée générée par l'air ventilé, améliorer l'efficacité du système de protection thermique, et accentuer la protection du carénage aérodynamique arrière contre l'impact du jet moteur, on place de préférence l'extrémité arrière du conduit ventilé au niveau d'une rupture / d'un culot de ce carénage, de manière à créer une aspiration accentuée et donc d'obtenir un différentiel de pression encore supérieur.
Une alternative à la solution précitée pourrait consister à prévoir que l'extrémité arrière du conduit ventilé débouche à l'intérieur du carénage aérodynamique arrière du mât d'accrochage. Dans un tel cas, il serait alors opportun de prévoir une ouverture de sortie d'air à l'arrière de ce carénage pour assurer l'extraction de l'air ventilé, cette ouverture pouvant éventuellement être couplée à une structure mobile pilotable, qui, en fonction de sa position, permet de modifier la forme aérodynamique dudit carénage. Avec un tel agencement où la structure mobile est de préférence placée à travers l'ouverture, le pilotage de la structure mobile permet donc de réduire / d'augmenter l'aspiration de l'air sortant de l'ouverture prévue sur ce carénage, suivant que ce dernier est dans une configuration définissant un ou plusieurs décrochements visant a créer un effet de culot pour générer une aspiration d'air importante, ou dans une configuration définissant une forme aérodynamique sensiblement continue et sans décrochement, afin de provoquer le moins de traînée possible. Naturellement, cette structure mobile placée au niveau de l'ouverture permet l'extraction d'air quelque soit la position de celle- ci .
De préférence, le conduit préférentiellement ventilé traverse le bloc structural, ce qui constitue une façon relativement simple d'amener l'extrémité arrière du conduit en aval de l'attache moteur arrière supportée par ce même bloc.
Toujours de manière préférentielle, le conduit est situe au-dessous et a distance de l'élément structural inférieur du caisson, de manière à définir conjointement avec celui-ci un passage ventilé secondaire. Avec cet agencement, le passage ventilé secondaire constitue alors une zone dite « zone adjacente feu », tandis que le caisson se retrouve de fait dans une zone dite « zone hors feu », dans laquelle les contraintes sont bien entendu moins importantes. Cette spécificité autorise avantageusement le passage de divers éléments à travers le caisson de la structure rigide, sans que cela ne contrevienne aux normes de sécurité. D'autre part, la conception de ce caisson n'a plus à être dictée par une quelconque exigence feu, comme cela était pourtant le cas antérieurement. Il est noté à titre indicatif que dans le cas ou le moteur est situe au-dessus de la voilure, le conduit et le passage ventilé secondaire sont alors bien entendu placés au-dessus du longeron supérieur du caisson .
De préférence, le passage ventilé secondaire est également délimité latéralement par des capots d'une nacelle du moteur.
Pour renforcer encore davantage l'efficacité du système de protection thermique du caisson, celui-ci peut être pourvu d'un revêtement de protection thermique équipant le conduit formant la barrière thermique dite « barrière feu », par exemple placé sur une surface externe inférieure de ce conduit, c'est-à-dire en regard du moteur.
Par ailleurs, on prévoit que l'ensemble comporte un système d'echangeur thermique comprenant un échangeur auquel sont relies une prise d'air chaud, une prise d'air froid, une première sortie destinée à être raccordée sur un élément de voilure de l'aéronef, ainsi qu'au moins une seconde sortie située entre le caisson et le moteur, donc en dessous du longeron inférieur du caisson lorsque le moteur est destine à être suspendu sous la voilure de l'aéronef, chaque seconde sortie étant agencée en arrière par rapport à l'attache moteur arrière .
Ainsi, cet agencement ne nécessite avantageusement pas de prévoir un second conduit de sortie traversant le caisson de la structure rigide, puisque la seconde sortie d'air se situe en dessous du longeron inférieur de ce caisson, comme cela est aussi le cas pour l' échangeur lorsque le moteur est destiné à être suspendu sous la voilure. La sécurité de l'ensemble moteur ainsi que la facilite de montage du système d' échangeur thermique sont par conséquent accrues. D'autre part, la position spécifique à la présente invention de la seconde sortie implique avantageusement que l'air qui s'en extrait ne vient pas perturber l'écoulement au niveau de l'aile.
D'autre part, il doit donc être compris que la seconde sortie débouche au-delà de l'attache moteur arrière, a un niveau ou les pressions sont sensiblement moins élevées que celles rencontrées en amont de cette attache moteur. Par conséquent, le différentiel de pression obtenu entre la prise d'air froid et la seconde sortie du système d' échangeur est largement supérieur à celui rencontre antérieurement en raison de la forte aspiration rencontrée au niveau de cette seconde sortie, ce qui permet, par exemple, d'augmenter sensiblement le débit d' air traversant le système d' échangeur, et donc d'accroître les performances de ce dernier .
Par ailleurs, étant donné que la seconde sortie se trouve à l'arrière de l'attache moteur arrière, il devient alors aisé de faire déboucher cette sortie dans le jet du moteur, et par la même d'utiliser l'air éjecté de cette seconde sortie comme un générateur additionnel de poussée. Préférentiellement , la seconde sortie débouche au niveau de la paroi extérieure du carénage aérodynamique arrière précité.
Comme cela a ete indiqué précédemment, cette configuration est extrêmement avantageuse du point de vue aérodynamique, puisque la seconde sortie débouchant au niveau de la paroi extérieure du carénage permet de faire baigner ce dernier dans une lame d'air le protégeant du jet du moteur. Ainsi, la traînée engendrée par l'impact réduit du jet chaud sur le carénage arrière inférieur est largement diminuée par rapport a celle rencontrée antérieurement, ce qui induit avantageusement des gains de performance.
A ce titre, dans le but de simultanément accroître la poussée générée par l'air sortant de la seconde sortie, améliorer les performances du système d' échangeur thermique, et accentuer la protection du carénage aérodynamique arrière contre l'impact du jet moteur, on place ici aussi de préférence cette seconde sortie au niveau d'une rupture / d'un culot de ce carénage, de manière à créer une aspiration accentuée et donc d'obtenir un différentiel de pression encore supérieur .
Une alternative à la solution précitée pourrait consister a prévoir que la seconde sortie du système d' échangeur débouche a l'intérieur du carénage aérodynamique arrière du mât d'accrochage. Dans un tel cas, il serait alors ici aussi opportun de prévoir une ouverture de sortie d'air a l'arriére de ce carénage pour assurer l'extraction de l'air, cette ouverture pouvant être la même que celle prévue pour évacuer l'air provenant du conduit ventilé décrit ci-dessus, et coopérant éventuellement la structure mobile pilotable précitée .
De préférence, la seconde sortie du système d' échangeur thermique est prévue sur un second conduit de sortie raccordé a l' échangeur et traversant le bloc structural également traversé par le conduit ventilé précité, cette solution constituant alors une façon relativement simple d'amener cette seconde sortie en aval de l'attache moteur arrière supportée par ce même bloc. De façon générale, l'échangeur est situé entre le caisson et le moteur, en avant par rapport à l'attache arrière.
Néanmoins, une alternative consiste à prévoir que l'échangeur du système d'échangeur thermique est agencé au moins partiellement à l'intérieur du carénage aérodynamique arrière du mât d' accrochage .
Dans une telle configuration qui permet toujours d'utiliser l'air éjecté de la seconde sortie comme générateur additionnel de poussée, un avantage réside dans le fait de diminuer l'encombrement entre la partie avant du caisson et le moteur, ce qui engendre une réduction des perturbations de la ventilation de ce même moteur, ainsi qu'une meilleure accessibilité dans cette zone qui est généralement adjacente à la zone core du moteur. De plus, le flux secondaire n'est plus perturbé par la présence de l'échangeur dans cette zone, ce qui engendre une augmentation des performances du moteur. En outre, dans ce cas où l'échangeur n'est par conséquent plus situé en amont de l'attache moteur arrière, la prise d'air froid peut avantageusement se situer plus en arrière que précédemment, comme par exemple au niveau d'une partie avant du carénage précité, donc en un point où les pressions sont plus élevées. Cela permet à l'air froid d'entrer dans le système d' échangeur avec une pression plus forte, synonyme de gain en terme de performance pour ce même système .
Enfin, il est noté que dans ce cas, la prise d'air chaud du système d' échangeur thermique est prévue sur un conduit d' air chaud raccordé à 1' échangeur et traversant le bloc structural de la structure rigide, pour que cette prise d'air chaud vienne de préférence se fixer sur la zone core du moteur, c'est-à-dire au niveau du carter central de ce dernier .
Naturellement, le système d' échangeur thermique présenté ci-dessus pourrait alternativement être du type carburant/air ou huile/air, et non air/air comme cela vient d'être décrit. Dans un tel cas, ce sont alors une prise de fluide chaud et la première sortie qui sont destinées à être traversées par ce fluide du type carburant, huile, etc.
L'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un ensemble moteur tel que celui qui vient d'être présenté.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;
- la figure 1 représente une vue de côté d'un ensemble moteur pour aéronef selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention ; la figure 2 représente une vue en perspective agrandie du bloc structural inférieur appartenant a la structure rigide du mât d'accrochage de l'ensemble moteur montré sur la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue de côté d'un ensemble moteur pour aéronef selon un second mode de réalisation préfère de la présente invention ;
- la figure 4 représente une vue de côté d'un ensemble moteur pour aéronef, cet ensemble se présentant sous la forme d'une alternative du second mode de réalisation préféré de la présente invention ; la figure 5 représente une vue schématique en coupe prise le long de la ligne V-V de la figure 4 ; - les figures 6a et 6b représentent des vues de dessus d'une portion arrière du carénage aérodynamique arrière du mât d' accrochage appartenant à l'ensemble montré sur la figure 3, représentant plus spécifiquement une structure mobile pilotable capable de réduire / d'augmenter l'aspiration de l'air en sortie du carénage ;
- la figure 7 représente une vue similaire à celles montrées sur les figures 6a et 6b, la structure mobile pilotable se présentant sous une forme alternative de réalisation ;
- la figure 8 représente une vue partielle en perspective d'un ensemble moteur pour aéronef selon un troisième mode de réalisation préféré de la présente invention, le moteur ayant été volontairement omis pour des raisons de clarté ; - la figure 9 représente une vue partielle de côté d'un ensemble moteur pour aéronef, cet ensemble se présentant sous la forme d'une alternative du troisième mode de réalisation préféré de la présente invention ;
- la figure 10 représente une vue de côté d'un ensemble moteur pour aéronef, cet ensemble se présentant sous la forme d'une autre alternative du troisième mode de réalisation préféré de la présente invention ;
- la figure 11 représente une vue partielle en perspective de l'ensemble montré sur la figure 10 ; la figure 12a représente une vue similaire à celle montrée sur la figure 9, avec un carénage aérodynamique arrière équipé d'une structure mobile pilotable se présentant sous une autre forme alternative de réalisation ; et
- la figure 12b représente une vue en coupe prise le long de la ligne XII-XII de la figure 12a. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
En référence à la figure 1, on voit un ensemble moteur 1 pour aéronef destiné à être fixé sous une aile 3 de cet aéronef, cet ensemble 1, pourvu d'un mât d'accrochage 4, se présentant sous la forme d'un premier mode de réalisation préféré de la présente invention .
Globalement, l'ensemble moteur 1 comporte un moteur tel qu'un turboréacteur 2 et le mât d'accrochage 4, ce dernier étant notamment muni d'une structure rigide 10 et d'un système de montage 11 composé d'une pluralité d'attaches moteur 6, 8 et d'un dispositif de reprise des efforts de poussée 9 généré par le turboréacteur 2, le système de montage 11 étant donc interposé entre le moteur et la structure rigide
10 précitée. A titre indicatif, il est noté que l'ensemble 1 est destiné à être entouré d'une nacelle
(non représentée sur cette figure) , et que le mât d'accrochage 4 comporte une autre série d'attaches (non représentées) permettant d'assurer la suspension de cet ensemble 1 sous la voilure de l'aéronef. Dans toute la description qui va suivre, par convention, on appelle X la direction longitudinale du mât 4 qui est également assimilable à la direction longitudinale du turboréacteur 2, cette direction X étant parallèle à un axe longitudinal 5 de ce turboréacteur 2. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport au mât 4 et également assimilable à la direction transversale du turboréacteur 2, et Z la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre-elles.
D'autre part, les termes « avant » et « arrière » sont à considérer par rapport à une direction d'avancement de l'aéronef rencontrée suite à la poussée exercée par le turboréacteur 2, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 7.
Sur la figure 1, on peut voir que seuls le dispositif de reprise 9, les attaches moteur 6, 8, et la structure rigide 10 du mât d'accrochage 4 ont été représentées. Les autres éléments constitutifs non représentés de ce mât 4, tels que les moyens d'accrochage de la structure rigide 10 sous la voilure de l'aéronef, ou encore la structure secondaire assurant la ségrégation et le maintien des systèmes tout en supportant des carénages aérodynamigues, sont des éléments classiques identiques ou similaires à ceux rencontrés dans l'art antérieur, et connus de l'homme du métier. Par conséquent, il n'en sera fait aucune description détaillée.
Le turboréacteur 2 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 12 de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante 14, et comporte vers l'arrière un carter central 16 de plus petite dimension, renfermant le cœur de ce turboréacteur. Enfin, le carter central 16 se prolonge vers l'arrière par un carter d'éjection 17 de plus grande dimension que celle du carter 16. Les carters 12, 16 et 17 sont bien entendu solidaires les uns des autres.
Comme on peut l'apercevoir sur la figure 1, la pluralité d'attaches moteur est constituée par une attache moteur avant 6 et une attache moteur arrière 8 formant éventuellement deux demi-attaches arrière tel que cela est connu de l'art antérieur. Le dispositif de reprise 9 prend par exemple la forme de deux bielles latérales (une seule étant visible en raison de la vue de côté) raccordées d'une part à une partie arrière du carter de soufflante 12, et d'autre part sur un palonnier 20, lui-même monté sur la structure rigide 10.
L'attache moteur avant 6, solidarisée à la ferrure 15 de la structure rigide 10 et au carter de soufflante 12, est conçue classiquement de manière à pouvoir reprendre uniquement des efforts générés par le turboréacteur 2 selon les directions Y et Z, et donc pas ceux s' exerçant selon la direction X. A titre indicatif, cette attache avant 6 pénètre de préférence dans une portion d'extrémité circonférentielle du carter de soufflante 12.
L'attache moteur arrière 8 est globalement interposée entre le carter d'éjection 17 et la structure rigide 10 du mât. Comme indiqué précédemment, elle est de préférence conçue de manière à pouvoir reprendre des efforts générés par le turboréacteur 2 selon les directions Y et Z, mais pas ceux s' exerçant selon la direction X.
De cette manière, avec le système de montage 11 de nature isostatique, la reprise des efforts s' exerçant selon la direction X s'effectue à l'aide du dispositif 9, et la reprise des efforts s' exerçant selon les directions Y et Z s'effectue conjointement à l'aide de l'attache avant 6 et de l'attache arrière 8.
D'autre part, la reprise du moment s' exerçant selon la direction X s'effectue verticalement à l'aide de l'attache 8, la reprise du moment s' exerçant selon la direction Y s'effectue verticalement à l'aide de l'attache arrière 8 conjointement avec l'attache 6, et la reprise du moment s' exerçant selon la direction Z s'effectue transversalement à l'aide de l'attache 8, conjointement avec l'attache 6. Toujours en référence à la figure 1, on peut apercevoir que l'une des particularités de l'invention réside dans la conception originale de la structure rigide 10 du mât d'accrochage. La structure 10 présente tout d'abord un caisson 24 s' étendant d'un bout à l'autre de cette structure 10 dans la direction X, et forme donc un caisson de torsion dit caisson principal de la structure. Il est classiquement formé par un longeron supérieur 26 et un longeron inférieur 28, ainsi que par deux panneaux latéraux 30 (un seul étant visible sur la figure 1) s' étendant tous les deux selon la direction X et sensiblement dans un plan XZ. A l'intérieur de ce caisson, des nervures transversales 32 agencées selon des plans YZ et espacées longitudmalement viennent renforcer la rigidité du caisson 24. Il est note a titre indicatif que les éléments 26, 28 et 30 peuvent chacun être réalisés d'un seul tenant, ou bien par l'assemblage de sections ]θintives, qui peuvent éventuellement être légèrement inclinées les unes par rapport aux autres.
De préférence, comme le montre clairement la figure 1, le longeron inférieur 28 est plan sur toute sa longueur, ce plan étant sensiblement parallèle à un plan XY ou légèrement incliné par rapport a ce dernier .
Dans ce cas où le moteur est destiné à être suspendu sous la voilure, il est prévu de monter fixement, sur la surface externe du longeron inférieur 28, un bloc structural 34 dit bloc structural inférieur 34 en raison de sa position sous le caisson 24. Néanmoins, il est noté que dans un cas non décrit mais couvert par la présente invention où le moteur 2 serait monté au-dessus de l'aile 3, le bloc structural serait alors rapporté fixement sur le longeron supérieur 26 du caisson .
Le bloc 34 présente une interface de fixation 36 de l'attache arrière 8, cette interface 36 étant donc située en dessous du plan dans lequel se trouve le longeron 28, et de préférence orientée selon un plan XY. Comme cela sera décrit ultérieurement, il est précisé que cette interface de fixation 36 est destinée à coopérer avec un corps d'attache de l'attache moteur arrière 8.
Cette solution dans laquelle la largeur du bloc 34 selon la direction Y est moins importante que celle du caisson 24, permet par conséquent de déporter l'attache 8 vers le bas par rapport au caisson 24, et donc d'espacer le moteur 2 de ce dernier.
Les sollicitations thermiques appliquées au caisson 24 sont ainsi relativement peu élevées, de sorte qu'il devient possible de le fabriquer en matériau composite du type fibres de verre ou de carbone imprégnées de résine, ou dans tout autre matériau sensible à la chaleur susceptible d'engendrer un gain en terme de masse globale du mât 4. En revanche, le bloc 34 plus exposé à ces sollicitations thermiques en raison de sa proximité avec le moteur 2 peut être réalisé avec un matériau métallique, de préférence le titane.
En référence à présent à la figure 2, on peut apercevoir que le bloc structural 34 fixé sous le longeron inférieur 28 présente globalement deux flancs latéraux 40, chacun équipé en partie supérieure d'une ailette de fixation 42 orientée selon le plan de ce même longeron 28 afin de contacter ce dernier et d'assurer la fixation du bloc 34 sur le caisson 24. A ce titre, cette fixation est de préférence réalisée par l'intermédiaire d'une pluralité de boulons de traction et de pions de cisaillement (non représentés) agencés perpendiculairement au longeron inférieur 28, selon des axes 44 traversant les ailettes 42. Ces moyens de fixation permettent avantageusement de réduire la conduction thermique entre le bloc 34 et le longeron inférieur 28, cette conduction pouvant être encore davantage réduite en intercalant des bagues ou des rondelles isolantes entre ces deux éléments 24, 34.
D'autre part, le bloc 34 comporte également une ou plusieurs nervures transversales 46 agencées entre les deux flancs 40, et de préférence orientées selon des plans YZ.
L'interface de fixation 36 est définie par une portion inférieure 50 des deux flancs 40, éventuellement en combinaison avec l'une des nervures 46 se présentant de préférence sous la forme d'un cadre. Ainsi, cette interface de fixation 36 formée par les deux portions inférieures 50 des flancs 40 et par la partie inférieure de la nervure 46 en question constituent globalement une bande horizontale s' étendant selon la direction Y sur laquelle vient se fixer le corps d'attache 38 de l'attache moteur arrière 8, de préférence par l'intermédiaire de boulons.
Ce corps d'attache 38 est du type connu et de conception sensiblement identique à celle rencontrée antérieurement dans les réalisations dans lesquelles ce corps était monté directement sur le longeron inférieur 28 du caisson. Ainsi, celui-ci définit des chapes 52 sur lesquelles sont articulées des manilles (non représentées) également destinées a être articulées sur des ferrures solidaires du moteur. En outre, une ferrure de fixation 54 du palonnier 20 est aussi agencée entre les deux flancs latéraux 40, de préférence en avant par rapport au corps d'attache 38. Cette ferrure 54 porte alors un pivot 56 du palonnier 20, lui-même articulé à ses deux extrémités avec les deux bielles 9 de reprise des efforts de poussée.
Enfin, il est indiqué que ce bloc 34 peut prendre la forme d'un caisson rigide secondaire, et incorporer des plaques de fermeture avant et arrière (non représentées) solidaires des flancs 40, fermant respectivement ce caisson vers l'avant et vers 1 ' arrière .
En référence a la figure 3, on voit un ensemble moteur 1 pour aéronef se présentant sous la forme d'un second mode de réalisation préféré de la présente invention. Dans ce second mode de réalisation préféré, l'intégralité des caractéristiques du premier mode exposé ci-dessus ont ete reprises. Par conséquent, sur les figures, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires.
Ce mode de réalisation préféré consiste à prévoir en plus un système 58 de protection thermique du caisson 24, qui participe à rendre possible l'utilisation d'un matériau composite pour la fabrication de ce dernier. Globalement, ce système 58 comprend un conduit préférentiellement ventilé 60 s' étendant sous le longeron inférieur 28, de préférence parallèlement à celui-ci. Le conduit 60, également appelé jupe, dispose de préférence d'une section transversale prenant sensiblement la forme d'un rectangle dont la longueur s' étendant selon la direction Y est preferentiellement supérieure a la largeur du caisson 24.
Le conduit 60 dispose d'une extrémité avant pourvue d'une prise d'air 62 située a proximité de la jonction entre la partie soufflante du moteur et la partie inversion de poussée, cette jonction étant schématiquement représentée par la ligne 64. Ainsi, comme on peut le voir sur la figure 3, cette prise d'air 62 est preferentiellement agencée sous le caisson 24, en amont de la jonction 64 et en sortie du canal annulaire de soufflante (non représenté) de manière à être alimentée par l'air frais sortant de celui-ci.
L'une des particularités de ce mode de réalisation réside dans le fait que le conduit ventilé 60 s'étend vers l'arriére au-delà de l'attache moteur arrière 8, ce qui permet notamment d'accroître l'efficacité du système de protection 58.
Pour ce faire, comme on peut le voir sur la figure 3, on prévoit que ce conduit 60 traverse longitudmalement le bloc structural 34, ce qui est relativement simple à mettre en œuvre en raison de la faible longueur du bloc 34 selon la direction X.
Sur cette même figure 3, il a été représente l'un des carénages aerodynamiques équipant le mât 4, qui est plus spécifiquement connu sous l'appellation carénage aérodynamique arrière ou carénage aérodynamique arrière inférieur, ou encore « bouclier » ou « Aft Pylon Faiπng ». Ce carénage 66, de préférence agencé sous le caisson 24, se trouve entièrement situé en arrière par rapport l'attache 8, et fait habituellement saillie vers l'arriére d'un bord de fuite de l'aile 3. Il ne fait donc pas partie de la structure rigide du mât, mais est raccorde à celle-ci par une ferrure de support 68 montée fixement sous le caisson 24, en arrière par rapport au bloc 34. De façon connue, sa partie avant inférieure vient sensiblement tangenter une partie supérieure de la tuyère d' éjection 70 du moteur 2.
Dans ce mode de réalisation préféré, le conduit ventilé 60 est tel qu'il s'étend au-delà du bloc 34 jusqu'à pénétrer a l'intérieur du carénage 66, de sorte que l'extrémité de sortie de ce conduit soit par exemple située à proximité d'une portion arrière du carénage 66. Sur la figure 4 représentant une forme alternative de réalisation du second mode de réalisation préféré, on peut voir que le conduit ventilé 60 ne rentre pas à l'intérieur du carénage 66, mais présente une coude en aval du bloc 34 lui permettant de longer la ferrure de support 68 vers le bas. Un autre coude est prévu de manière à ce qu'une portion d'extrémité de ce conduit 60 puisse cheminer entre la partie avant inférieure du carénage 66 et la partie supérieure de la tuyère d'éjection 70. Ainsi, on prévoit qu'une sortie 71 de ce conduit 60 débouche au niveau de la paroi extérieure du carénage 66, de préférence sur une partie latérale ou inférieure de celle-ci, et en aval d'une extrémité d'éjection 72 de la tuyère 70. En outre, la sortie / extrémité arrière 71 du conduit ventilé 60 est de préférence agencée au niveau d'une rupture / d'un décrochement pratiqué sur la paroi extérieure du carénage 66, de manière a créer un effet de culot et donc une aspiration accentuée de l'air sortant du conduit 60, ce qui permet bien évidemment d'obtenir un différentiel de pression accentué ainsi qu'une efficacité accrue du système de protection thermique 58.
En outre, il est rappelé que le positionnement particulier de la sortie 71 au niveau de la paroi extérieure du carénage 66 permet de faire baigner ce dernier dans une lame d'air le protégeant du jet du moteur, ce qui implique avantageusement une diminution de la traînée engendrée par l'impact du jet chaud sur ce carénage 66.
Dans chacun des deux cas représentes sur les figures 3 et 4, on prévoit que le conduit ventilé 60 se situe en dessous et a distance du longeron 28, de façon à former avec celui-ci un passage ventilé secondaire 74, participant au refroidissement du caisson 24 avec lequel il est donc directement en contact. Ce passage 74 est de préférence alimenté en air frais par l'intermédiaire d'un prélèvement extérieur au moteur 2.
Comme on peut l'apercevoir sur la figure 5, les deux capots d'inverseur de poussée 76 de la nacelle du moteur portent respectivement, sur leurs flancs latéraux intérieurs 78, des joints d'etancheité 80 s' étendant longitudinalement et venant en appui contre les deux côtés du conduit 60, orientés dans des plans XZ. Ainsi, le passage 74 est sensiblement ferme et étanche sur tout son pourtour, notamment en raison de l'interface articulée des capots 76 sur les panneaux latéraux 30 du caisson 24.
Le passage ventile secondaire 74 constitue ainsi une zone dite « zone adjacente feu », et le caisson 24 se retrouve quant à lui dans une zone dite « zone hors feu » dans laquelle les contraintes sécuritaires sont bien entendu moins importantes. La « zone feu » se trouve elle au dessous du conduit 60, qui peut éventuellement être équipe d'un revêtement de protection thermique 82, par exemple du type MINK® (produit par la société Gehier) correspondant à un mélange de fibres de verre et de silicone. Comme on peut le voir sur la figure 5, ce revêtement 82 est de préférence agence sous le conduit 60, c'est-à-dire entre la partie inférieure de ce conduit et le moteur 2.
Etant donné que l'air extrait du conduit ventilé 60 est utilisé pour générer de la poussée, le cas décrit ci-dessus dans lequel ce conduit débouche à l'intérieur du carénage 66 nécessite de prévoir une ouverture de sortie d'air sur ce dernier. En référence aux figures 6a et 6b, on peut apercevoir une première façon de réaliser la portion arrière du carénage aérodynamique 66, celui-ci étant alors pourvu de ladite ouverture de sortie d'air 86 dans sa portion d'extrémité arrière. Dans cette réalisation, on voit que l'ouverture 86 est couplée à une structure mobile pilotable 88, qui, en fonction de sa position, permet de modifier la forme aérodynamique du carénage 66. En effet, cette structure 88 prend de préférence la forme d'une ogive ou similaire, qui, lorsqu'elle occupe une position arrière dite position déployée aérodynamique, fait saillie depuis l'ouverture 86 de manière à se situer sensiblement dans le prolongement aérodynamique des revêtements latéraux 90a et 90b du carénage 66, comme cela est visible sur la figure 6a. Cette structure 88, qui est pilotable en translation selon une direction 92 de préférence sensiblement parallèle à la direction X, par exemple par l'intermédiaire de moyens d'actionnement 96 lui étant relies, permet donc d'obtenir un carénage 66 de forme aérodynamique sensiblement continue et sans décrochement, qui génère une traînée peu importante. A titre indicatif, cette position aérodynamique sera préférentiellement adoptée durant les phases de vitesses élevées de l'aéronef, étant donné que celles-ci demandent une traînée faible, et qu'elles génèrent un écoulement suffisamment important au sein du conduit 60 pour procurer un refroidissement satisfaisant du caisson 24. Sur la figure 6b représentant la structure mobile 88 dans une position avant dite position escamotée d'aspiration, on peut voir que cette structure 88 est quasiment entièrement rentrée par rapport a l'ouverture 86 qui dispose alors d'une section plus importante, ce qui implique notamment que le prolongement aérodynamique des revêtements latéraux 90a et 90b du carénage 66 n'est plus assure. Au contraire, un décrochement ou rupture aérodynamique 98a, 98b apparaît au niveau de l'extrémité arrière de chacun de ces deux revêtements 90a, 90b, ce qui génère des effets de culot provoqués par l'air léchant la paroi extérieure de ces revêtements 90a, 90b. Ces effets de culot assurent ainsi une augmentation de l'aspiration de l'air sortant de l'ouverture 86, favorisant de ce fait l'efficacité du système de protection 58.
Par conséquent, cette position d'aspiration sera preferentiellement adoptée durant les phases de vitesses faibles de l'aéronef. Effectivement, à faible vitesse, la traînée provoquée par les décrochements 98a, 98b n'est pas pénalisante, et l'aspiration créée par ceux-ci permet d'augmenter le différentiel de pression, qui, sans la présence de ces décrochements, serait d'une valeur peu élevée due à la faible vitesse de l'aéronef. En référence a présent à la figure 7, on peut apercevoir une seconde façon de réaliser la portion arrière du carénage aérodynamique 66, celui-ci étant également pourvue de l'ouverture de sortie d'air 86 dans sa portion d'extrémité arrière. Dans cette réalisation, on voit que l'ouverture 86 est couplée à une structure mobile 88 qui ne prend plus la forme d'une ogive, mais de deux panneaux 100a, 100b articules l'un par rapport à l'autre au niveau de leur extrémité arrière selon un axe 102 de préférence parallèle à la direction Y, ces panneaux 100a, 100b faisant en permanence saillie de l'ouverture 86.
Dans la position écartée représentée en traits pleins, dite position déployée aérodynamique, les deux panneaux 100a, 100b disposent d'une extrémité avant en appui contre l'extrémité arrière des revêtement 90a, 90b du carénage 66, de manière a se situer sensiblement dans le prolongement aérodynamique de ces derniers. Cette structure 88, qui est donc pilotable en rotation selon l'axe 102, par exemple par l'intermédiaire des moyens d' actionnement 96 lui étant reliés, permet donc d'obtenir un carénage 66 de forme aérodynamique sensiblement continue et sans décrochement, qui génère une traînée peu importante. Dans la position rapprochée dite position escamotée d'aspiration représentée en pointillés sur la figure 7, on peut voir que les deux extrémités avant des panneaux 100a, 100b qui ont ete rapproches par pivotement sont respectivement très éloignées des extrémités arrière des revêtement 90a, 90b, impliquant notamment que l'ouverture 86 dispose d'une section plus importante, mais surtout que le prolongement aérodynamique de ces revêtements latéraux 90a et 90b du carénage 66 n'est plus assure. Au contraire, un décrochement ou rupture aérodynamique 98a, 98b apparaît entre l'extrémité arrière de chacun de ces deux revêtements 90a, 90b et son panneau 100a, 100b associé situé plus en arrière, ce qui génère des effets de culot provoqués par l'air léchant la paroi extérieure de ces revêtements 90a, 90b. En référence à présent à la figure 8, on voit un ensemble moteur 1 pour aéronef se présentant sous la forme d'un troisième mode de réalisation préféré de la présente invention. Dans ce troisième mode de réalisation préféré, l'intégralité des caractéristiques du premier et du second modes exposés ci-dessus ont été reprises. Par conséquent, sur les figures, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. Néanmoins, il serait naturellement possible de prévoir une combinaison avec uniquement les caractéristiques du premier mode, et non celles du second, sans sortir du cadre de l'invention.
Ce mode de réalisation préféré consiste à prévoir en plus un système d'échangeur thermique 104, qui est globalement constitué à l'aide d'une prise d'air froid 106 et d'une prise d'air chaud 108, la prise d'air froid 106 étant préférentiellement agencée sous le caisson 24, en amont de la jonction 64 et en sortie du canal annulaire de soufflante (non représenté) de manière à être alimentée par l'air frais sortant de celui-ci, tandis que la prise d'air chaud 108 est quant à elle raccordée directement sur le carter central du moteur 2 (non représenté) . Ces prises d'air froid 106 et d'air chaud 108 sont respectivement prévues au niveau de l'extrémité avant d'un conduit d'air froid 110 et d'un conduit d'air chaud 112, tous les deux raccordés par l'intermédiaire de leur autre extrémité à un échangeur thermique 114 situé entre le caisson 24 et le moteur 2, en amont de l'attache arrière 8 et du bloc structural 34. Il est noté que l'échangeur 114 dispose d'une conception quelconque connue de l'homme du métier.
D'autre part, le système 104 comprend une première sortie 116 destinée à être raccordée sur l'aile, de manière à pouvoir assurer les fonctions de dégivrage, de conditionnement de l'air cabine, etc. Cette sortie 116 est agencée à l'extrémité d'un premier conduit de sortie 120 dont l'autre extrémité est raccordée à l'échangeur 114. Pour pouvoir rejoindre l'aile, on prévoit que ce conduit 120 traverse le caisson 24, de préférence verticalement comme cela est visible sur la figure 8.
Enfin, le système d'échangeur 104 est équipé d'une seconde sortie 122a agencée à l'extrémité d'un second conduit de sortie 124 dont l'autre extrémité est également raccordée à l'échangeur 114.
L'une des particularités de ce mode de réalisation réside dans le fait que la seconde sortie 122a se trouve agencée sous le longeron 28 du caisson 24, en arrière par rapport à l'attache 8. Pour ce faire, comme on peut le voir sur la figure 8, on prévoit que ce conduit 124 traverse longitudmalement le bloc structural 34, ce qui est relativement simple à mettre en œuvre en raison de la faible longueur du bloc 34 selon la direction X. Sur cette même figure 8, il a également été représenté le carénage aérodynamique arrière inférieur 66 agencé sous le caisson 24 et faisait habituellement saillie vers l'arrière d'un bord de fuite de l'aile 3. Dans ce mode de réalisation préféré, le conduit 124 est tel qu'il s'étend au-delà du bloc 34 jusqu'à pénétrer à l'intérieur du carénage 66, de sorte que la seconde sortie 122a de ce conduit soit par exemple située à proximité d'une portion avant du carénage 66. Pour ce faire, avant de pénétrer dans le carénage 66, le conduit 124 traverse alors la ferrure 68 supportant ce même carénage.
Sur la figure 9 représentant une forme alternative de réalisation du troisième mode de réalisation préféré, on peut voir que le second conduit de sortie 124 ne rentre pas a l'intérieur du carénage 66, mais présente une courbure ou un coude en aval du bloc 34 lui permettant de longer la ferrure de support 68 vers le bas. Un autre coude ou une autre courbure est prévu de manière à ce qu'une portion d'extrémité de ce conduit 124 puisse cheminer entre la partie avant inférieure du carénage 66 et la partie supérieure de la tuyère d'éjection 70. Ainsi, on prévoit que la seconde sortie 122b débouche au niveau de la paroi extérieure du carénage 66, de préférence sur une partie latérale ou inférieure de celle-ci, et en aval d'une extrémité d'éjection 72 de la tuyère 70. En outre, la seconde sortie 122b est de préférence agencée au niveau d'une rupture / d'un décrochement pratique sur la paroi extérieure du carénage 66, de manière a créer un effet de culot et donc une aspiration accentuée de l'air sortant du conduit 124, ce qui permet bien évidemment d'obtenir un différentiel de pression important ainsi qu'une augmentation des performances du système d' échangeur 104.
En outre, tout comme le positionnement de la sortie 71 du conduit ventile 60 montré sur la figure 4, il est rappelé que le positionnement particulier de la seconde sortie 122b au niveau de la paroi extérieure du carénage 66 permet de faire baigner ce dernier dans une lame d'air le protégeant du jet du moteur, ce qui implique avantageusement une diminution de la traînée engendrée par l'impact du jet chaud sur ce carénage 66. Ici encore, étant donné que l'air extrait du second conduit de sortie 124 est avantageusement utilisé pour générer de la poussée, le cas décrit ci- dessus dans lequel la sortie 122a débouche à l'intérieur du carénage 66 requiert la présence d'une ouverture de sortie d'air sur ce dernier. Par conséquent, il est de préférence réalisé une association entre une ouverture de sortie d'air 86 du carénage et une structure mobile pilotable 88, qui, en fonction de sa position, permet de modifier la forme aérodynamique de ce carénage 66, cette association pouvant par exemple prendre la forme de l'une quelconque des réalisations montrées sur les figures 6a, 6b et 7. Un avantage lié à une telle utilisation est de pouvoir bénéficier d'une ouverture 86 de section variable en fonction de la position de la structure mobile 88. En effet, la possible régulation de la quantité d'air sortant de la seconde sortie par variation de la section de l'ouverture du carénage permet de supprimer la vanne prévue dans ce même but qui était antérieurement placée en amont sur le système d' échangeur .
En référence à présent aux figures 12a et 12b, on peut apercevoir une troisième façon d'assurer l'éjection de l'air hors du carénage aérodynamique 66, sans que celui-ci ne soit pourvu d'une ouverture de sortie dans sa portion d'extrémité arrière comme montré sur les figures 6a, 6b et 7, mais de deux ouvertures 105a, 105b situées de part et d'autre du carénage 66, respectivement sur les deux revêtements latéraux 90a, 90b de ce dernier. A titre indicatif, ces ouvertures 105a, 105b peuvent se situer dans ou à proximité d'une zone centrale du carénage 66, considérée selon la direction X.
En effet, dans cette réalisation, on voit que la structure mobile 88 prend globalement la forme de deux panneaux latéraux / volets 101a, 101b chacun articulé au niveau de son extrémité avant sur un revêtement latéral 90a, 90b du carénage 66, respectivement selon des axes 103a et 103b de préférence parallèle à la direction Z.
Dans la position rabattue représentée en traits pleins, dite position aérodynamique, les deux panneaux 101a, 101b disposent d'une extrémité arrière en appui contre les revêtement 90a, 90b du carénage 66, de manière à se situer sensiblement dans le prolongement aérodynamique de ces derniers. Cette structure 88, qui est donc pilotable en rotation par exemple par l'intermédiaire des moyens d' actionnement
(non représentés) lui étant reliés, permet donc d'obtenir un carénage 66 de forme aérodynamique sensiblement continue et sans décrochement, qui génère une traînée peu importante. Dans cette position rabattue, chacun des panneaux latéraux 101a, 101b obture donc son ouverture associée 105a, 105b pratiquée dans le revêtement latéral 90a, 90b concerné du carénage . Dans la position déployée dite position d'éjection d'air représentée en pointillés sur la figure 12b, on peut voir que les deux extrémités arrière des panneaux 101a, 101b qui ont été écartés par pivotement selon les axes 103a, 103b sont respectivement éloignées des revêtement 90a, 90bf impliquant notamment que le prolongement aérodynamique de ces revêtements latéraux 90a et 90b du carénage 66 n'est plus assuré, mais surtout que l'air situé dans la carénage 66 peut s'échapper par les espaces libres crées entre les revêtement 90a, 90b et les extrémités arrière des panneaux latéraux 101a, 101b. L'écartement des panneaux / volets latéraux 101a, 101b, qui entraîne donc une libération des ouvertures 105a, 105b susmentionnées, est également naturellement susceptible de provoquer un effet avantageux d'aspiration, lorsque ceux-ci sont déployés.
Cette solution de panneaux / volets latéraux 101a, 101b est notamment retenue lorsqu'il est décidé de mettre en œuvre conjointement les deux sorties 122a et 122b, comme cela est représenté schematiquement sur la figure 12a.
Un système adapté (non représente) peut alors permettre de privilégier l'éjection d'air soit par la sortie 122a, soit par la sortie 122b, soit par ces deux dernières simultanément. A cet égard, il est noté que la sortie 122a sera préférentiellement utilisée en cas de panne et pour les hauts débits (basses vitesses de l'aéronef), tandis que la sortie 122b sera préférentiellement utilisée en croisière ou pour les faibles débits (hautes vitesses de l'aéronef) . Sur les figures 10 et 11 représentant un ensemble 1 sous la forme d'une autre alternative du troisième mode de réalisation préféré de la présente invention, on peut voir que la principale différence de conception avec les ensembles des figures 8 et 9 consiste a prévoir l'échangeur 114 au moins partiellement à l'intérieur du carénage 66, donc en aval du bloc 34 et de l'attache arrière 8. Par conséquent, ce n'est plus le second conduit de sortie qui traverse le bloc structural 34, mais le conduit d'air chaud 112 portant la prise d'air chaud 108 rapportée sur le carter central 16 du moteur 2. Il est aussi précisé que le conduit d'air chaud 112 peut porter une prise d'air chaud additionnelle 108b, également rapportée sur le moteur 2, en arrière par rapport la prise 108. Il est précisé à cet égard que chacun des modes de réalisation préférés pourrait être équipe de cette prise d'air chaud additionnelle, sans sortir du cadre de l'invention. D'autre part, le premier conduit de sortie
120 est toujours placé de manière a traverser verticalement le caisson 24, mais en aval du bloc 34, comme on peut clairement le voir sur les figures 10 et 11. Enfin, la prise d'air froid 106 et la seconde sortie 122 sont situées latéralement de part et d'autre de l'échangeur 114, toujours en arrière de l'attache arrière 8, comme on le voit également sur les figures 10 et 11. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux ensembles 1 et aux mâts d'accrochage 4 pour aéronef qui viennent d'être décrits, uniquement a titre d'exemples non limitatifs. A cet égard, on peut notamment indiquer qui si le mât 4 a été présenté dans une configuration adaptée pour qu' il soit suspendu sous la voilure de l'aéronef, ce mât 4 pourrait également se présenter dans une configuration différente lui permettant d'être monté au-dessus de cette même voilure, voire en partie arrière du fuselage de l'aéronef.

Claims

REVENDICATIONS
1. Mât d'accrochage (4) de moteur (2) pour aéronef, ledit mât comportant une structure rigide (10) pourvue d'un caisson (24) , ledit mât comprenant également un système de montage (11) interposé entre le moteur et ladite structure rigide (10) , ce système de montage comportant notamment une attache moteur arrière
(8) comprenant un corps d'attache (38) définissant des chapes, caractérisé en ce que ladite structure rigide
(10) comporte également un bloc structural (34) monté fixement sur ledit caisson (24) entre ce dernier et le moteur (2) , et présentant une interface de fixation
(36) de ladite attache moteur arrière (8), sur laquelle ledit corps d'attache (38) définissant des chapes est monté fixement.
2. Mât d'accrochage (4) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit caisson (24) est réalisé en matériau composite.
3. Mât d'accrochage (4) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ledit bloc structural (34) est métallique.
4. Mât d'accrochage (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit système de montage (11) comporte en outre un dispositif de reprise des efforts de poussée (9) générés par le moteur, également raccordé fixement sur ledit bloc structural (34) .
5. Mât d'accrochage (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un élément structural inférieur (28) constitutif dudit caisson (24) porte ledit bloc structural (34) .
6. Mât d'accrochage (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit bloc structural (34) est monté sur ledit caisson (24) par l'intermédiaire d'une pluralité de boulons de traction et de pions de cisaillement.
7. Ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant un moteur (2) et un mât d'accrochage (4) du moteur (2), caractérise en ce que ledit mât est un mât d'accrochage (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
8. Ensemble moteur (1) selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte un système de protection thermique du caisson (58) comportant un conduit (60) formant une barrière thermique et s' étendant entre ledit caisson (24) et le moteur (2), ledit conduit (60) s'etendant vers l'arriére au-delà de ladite attache moteur arrière (8) .
9. Ensemble moteur (1) selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit conduit (60) est un conduit ventilé.
10. Ensemble moteur (1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit conduit ventilé (60) dispose d'une extrémité arrière (71) débouchant au niveau de la paroi extérieure d'un carénage aérodynamique arrière (66) du mât d'accrochage, ledit carénage aérodynamique arrière (66) étant situé entièrement en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8) .
11. Ensemble moteur (1) selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit conduit ventilé (60) dispose d'une extrémité arrière (71) débouchant a l'intérieur d'un carénage aérodynamique arrière (66) du mât d'accrochage, ledit carénage aérodynamique arrière (66) étant situé entièrement en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8) .
12. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 8 à 11, caractérisé en ce que ledit conduit (60) traverse ledit bloc structural (34) .
13. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 8 à 12, caractérisé en ce que ledit conduit (60) est situé au-dessous et à distance d'un élément structural inférieur (28) du caisson (24), de manière a définir conjointement avec celui-ci un passage ventilé secondaire (74) .
14. Ensemble moteur (1) selon la revendication 13, caractérisé en ce que ledit passage ventilé secondaire (74) est également délimité latéralement par des capots (76) d'une nacelle dudit moteur.
15. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 8 à 14, caractérisé en ce que ledit conduit (60) est équipé d'un revêtement de protection thermique (82) .
16. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 7 à 15, caractérisé en ce qu'il comporte un système d' échangeur thermique (104) comprenant un échangeur (114) auquel sont reliés une prise d'air chaud (108), une prise d'air froid (106), une première sortie (116) destinée à être raccordée sur un élément de voilure (3) de l'aéronef, ainsi qu'au moins une seconde sortie (122, 122a, 122b) située entre le caisson (24) et le moteur (2), en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8) .
17. Ensemble moteur (1) selon la revendication 16, caractérisé en ce que ladite seconde sortie (122b) débouche au niveau de la paroi extérieure d'un carénage aérodynamique arrière (66) du mât d'accrochage, ledit carénage aérodynamique arrière (66) étant situé entièrement en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8) .
18. Ensemble moteur (1) selon la revendication 16, caractérisé en ce que ladite seconde sortie (122a) débouche à l'intérieur d'un carénage aérodynamique arrière (66) du mât d'accrochage, ledit carénage aérodynamique arrière (66) étant situé entièrement en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8).
19. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 16 à 18, caractérisé en ce que ladite seconde sortie (122a, 122b) du système d' échangeur thermique (104) est prévue sur un second conduit de sortie (124) raccordé à l'échangeur (114) et traversant ledit bloc structural (34) .
20. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 16 à 19, caractérisé en ce que ledit échangeur (114) est situé entre le caisson
(24) et le moteur (2), en avant par rapport à ladite attache arrière (8) .
21. Ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 16 à 18, caractérisé en ce que ledit échangeur (114) du système d' échangeur thermique (104) est agencé au moins partiellement à l'intérieur d'un carénage aérodynamique arrière (66) du mât d'accrochage, ledit carénage aérodynamique arrière
(66) étant situé entièrement en arrière par rapport à ladite attache moteur arrière (8) .
22. Ensemble moteur (1) selon la revendication 21, caractérisé en ce que ladite prise d'air chaud (108) du système d'échangeur thermique
(104) est prévue sur un conduit d'air chaud (112) raccordé à l'échangeur (114) et traversant ledit bloc structural (34) de la structure rigide (10) .
23. Aéronef caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications 7 à 22.
PCT/EP2006/066737 2005-09-28 2006-09-26 Mat d'accrochage de moteur pour aeronef WO2007036520A2 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0552931A FR2891249B1 (fr) 2005-09-28 2005-09-28 Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR0552931 2005-09-28

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2007036520A2 true WO2007036520A2 (fr) 2007-04-05
WO2007036520A3 WO2007036520A3 (fr) 2007-05-24

Family

ID=36390193

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2006/066737 WO2007036520A2 (fr) 2005-09-28 2006-09-26 Mat d'accrochage de moteur pour aeronef

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR2891249B1 (fr)
WO (1) WO2007036520A2 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104709469A (zh) * 2013-12-17 2015-06-17 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10144525B2 (en) * 2015-09-24 2018-12-04 Embraer S.A. Aircraft engine pylon to wing mounting assembly

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2642114A1 (fr) * 1989-01-23 1990-07-27 United Technologies Corp Dispositif tampon pour la nacelle d'un turboreacteur et procede de ventilation de cette nacelle
EP0741074A1 (fr) * 1995-05-03 1996-11-06 The Boeing Company Montage de sécurité d'un moteur par un dispositif de trois biellettes
EP1053937A1 (fr) * 1999-05-17 2000-11-22 Aerospatiale Airbus Dispositif de montage sur un mât d'un ensemble propulsif d'aéronef
US6296203B1 (en) * 2000-05-24 2001-10-02 General Electric Company Snubber thrust mount
EP1266826A1 (fr) * 2001-06-13 2002-12-18 Airbus France Dispositif de reprise d'efforts générés par un moteur d'aéronef
EP1281615A1 (fr) * 2001-07-31 2003-02-05 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aéronef
EP1574429A2 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Suspension d'un moteur à la structure d'un avion

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2642114A1 (fr) * 1989-01-23 1990-07-27 United Technologies Corp Dispositif tampon pour la nacelle d'un turboreacteur et procede de ventilation de cette nacelle
EP0741074A1 (fr) * 1995-05-03 1996-11-06 The Boeing Company Montage de sécurité d'un moteur par un dispositif de trois biellettes
EP1053937A1 (fr) * 1999-05-17 2000-11-22 Aerospatiale Airbus Dispositif de montage sur un mât d'un ensemble propulsif d'aéronef
US6296203B1 (en) * 2000-05-24 2001-10-02 General Electric Company Snubber thrust mount
EP1266826A1 (fr) * 2001-06-13 2002-12-18 Airbus France Dispositif de reprise d'efforts générés par un moteur d'aéronef
EP1281615A1 (fr) * 2001-07-31 2003-02-05 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aéronef
EP1574429A2 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Suspension d'un moteur à la structure d'un avion

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
CN104709469A (zh) * 2013-12-17 2015-06-17 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法
CN104709469B (zh) * 2013-12-17 2019-01-29 空中客车运营简化股份公司 用于飞行器的组件、飞行器部件、飞行器以及移除方法

Also Published As

Publication number Publication date
FR2891249B1 (fr) 2009-05-01
FR2891249A1 (fr) 2007-03-30
WO2007036520A3 (fr) 2007-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1928744B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
EP1928742B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
EP2190739B1 (fr) Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
EP2185413B1 (fr) Berceau de support de capot de soufflante monte sur le mât d'accrochage et sur l'entree d'air de la nacelle
EP2543864B1 (fr) Ensemble propulsif avec un plancher de protection thermique d'un carenage aérodynamique arrière d'un mat d'accrochage et procéde de refroidissement du plancher de protection thermique
EP2554478B1 (fr) Berceau d'articulation de capots de soufflante supportes par ces capots en position fermée
EP1883578B1 (fr) Ensemble moteur pour aéronef
EP2038175B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un berceau de support de capot de soufflante monte sur deux elements distincts
FR2891251A1 (fr) Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2903666A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
FR2891256A1 (fr) Dispositif d'accrochage d'un moteur interpose entre une voilure d'aeronef et ledit moteur
CA2608944A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef
FR2948635A1 (fr) Assemblage pour aeronef comprenant un mat d'accrochage de turbomachine dont les moyens d'attache sur la voilure sont agences en t
FR2909973A1 (fr) Mat d'accrochage de turboreacteur pour aeronef a structure arriere de largeur transversale reduite
WO2007036520A2 (fr) Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2891255A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
FR2951436A1 (fr) Mat d'accrochage de turbomoteur d'aeronef a canalisations d'air chaud concentriques
FR2898336A1 (fr) Carenage aerodynamique destine a etre rapporte fixement sous une aile d'aeronef
FR3000721A1 (fr) Ensemble propulsif d'aeronef comprenant un carenage aerodynamique arriere de mat d'accrochage a parois laterales profilees pour l'injection d'air frais le long d'un plancher de protection thermique
FR2964947A1 (fr) Carenage aerodynamique arriere pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 06793829

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2