WO2008139048A2 - Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a une seule porte - Google Patents

Nacelle pour turboreacteur equipee d'un systeme d'inversion de poussee a une seule porte Download PDF

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WO2008139048A2
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nacelle
downstream
turbojet
section
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Alain D'inca
Thierry Martin
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Aircelle
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/56—Reversing jet main flow
    • F02K1/58—Reversers mounted on the inner cone or the nozzle housing or the fuselage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/56—Reversing jet main flow
    • F02K1/60—Reversing jet main flow by blocking the rearward discharge by means of pivoted eyelids or clamshells, e.g. target-type reversers
    • 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

  • Turbojet engine nacelle equipped with a single-door thrust reversal system
  • the present invention relates to a turbojet engine nacelle comprising an air intake structure capable of channeling an air flow towards a fan of the turbojet engine, a median structure intended to surround said fan and a downstream section equipped with a system. thrust reverser with pivoting door.
  • the role of a thrust reverser during the landing of an aircraft is to improve the braking capacity of an aircraft by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the gas ejection nozzle and directs the ejection flow of the engine towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the engine. the plane.
  • the structure of an inverter comprises movable covers movable between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage intended for the deflected flow, and on the other hand, a position retraction in which they close this passage.
  • These mobile hoods may furthermore perform a deflection function or simply the activation of other deflection means.
  • the movable hoods slide along rails so that when backing up during the opening phase, they discover deflection vane grids arranged in the thickness of the nacelle .
  • a linkage system connects the movable hood to blocking doors that expand within the ejection channel and block the output in direct flow.
  • each movable hood pivots so as to block the flow and deflect it and is therefore active in this reorientation.
  • Two-door reversers are known which are diametrically opposed to one another and to four gates.
  • the document EP 0 131 079 includes a door having a shape of shovel to close off almost the entire ejection section during the inversion phase.
  • the downstream part of the door thus has a substantially V-shaped trimming.
  • this trimming has several disadvantages. Indeed, the shape of the output section, determined by this trimming downstream end of the door, is not annular, but has notches located substantially at the hinge points of the door.
  • US Pat. No. 3,874,620 also discloses a door inverter having only one door.
  • a system requires the help of the wing to optimize the flow blocking. It therefore has limitations as to the installation of the nacelle on the aircraft.
  • GB 2 075 447 discloses a door inverter comprising a single door and not having clipping problems. This trimming is made unnecessary by the fact that the joints of the door are located as far downstream as possible from the latter, almost at the level of the ejection. In return, it is impossible for said door to block almost all the flow and to effectively reverse it.
  • the object of the present invention is to overcome the drawbacks previously mentioned, and in particular to optimize the efficiency of the single-door reversion-thrust systems, and to this end concerns a nacelle for a turbojet engine comprising an input structure of air adapted to channel an air flow to a fan of the turbojet engine, a median structure intended to surround said fan and a downstream section equipped with a pivoting door thrust reversal system, comprising a single thrust reverser door pivotally mounted between a closed position in which it allows a circulation of a flow of air from direct jet engine and in which it ensures the aerodynamic continuity internal and external of the nacelle and an opening position in which it pivots to a position substantially perpendicular to the axis of the nacelle, a downstream portion of said door penetrating the interior of the nacelle for closing at least a portion of the air flow of the turbojet engine and directing it in a direction oriented towards the front of the nacelle, characterized in that the downstream section has, downstream of the door, a
  • a downstream peripheral ring makes it possible to overcome the clipping profile of the end of said door.
  • the ring has a downstream trimming that can be optimized according to the shape of the desired ejection section and an upstream trimming that will be complementary to the trimming profile of the end of the door.
  • the exit section thus eliminates the shape of the door and it will be possible to provide a thin exit section and constant thickness on the ejection periphery. Typically, a thin section will have a thickness of between 3 and 5 mm.
  • the closure of the vein is then ensured by the only trimming of the generally concave shaped door, which thus provides a high output section to optimize the performance of the engine in flight and in particular to reduce the fuel consumption.
  • the ring forms an ejection nozzle.
  • the pivoting door is designed to allow to disengage, upstream of its pivot axis, an inverted jet discharge section approximately equal to twice the section closed by said door in thrust reversal position.
  • the presence of a single door of thrust reversal implies to provide a door larger than traditional multi-port systems to ensure a thrust reversal efficiency close to traditional multi-port systems. It follows that this larger door releases, when it opens, a corresponding larger hole in the nacelle. Access to the interior of the nacelle for carrying out maintenance operations is greatly facilitated.
  • the thrust reversal system comprises a single means for actuating the door fixed upstream of the latter substantially at a median longitudinal axis.
  • the thrust reversal system comprises means for locking the door in the closed position in the form of a shear pin capable of cooperating with a corresponding bore formed in the thickness of the door.
  • the bore has a diameter greater than the diameter of the corresponding shear pin and is located eccentrically with respect to said pin so that in the closed position, the pin comes to exert pressure against an inner surface of the bore and requires an over-retraction to be engaged and / or clear without effort.
  • the downstream section has a fixed structure comprising an outer surface and an inner surface, said inner surface and / or said outer surface being each made in one piece, the fixed structure then being preferentially obtained by interlocking the two substantially frustoconical forms.
  • the downstream section has, upstream of the door, a front frame extending over the entire periphery of the downstream section.
  • the present invention also relates to an aircraft characterized in that it is equipped with at least one pair of propulsion units each comprising a turbojet engine housed in a nacelle according to the invention, each propulsion unit of each pair being disposed symmetrically with respect to a longitudinal axis of the aircraft.
  • the nacelles are oriented so as to allow their doors to open in a direction normal to the fuselage.
  • a nacelle according to the present invention ensuring a reorientation of its ejection flow only with the aid of the inverter door, the system is freed from a wing or other element of the aircraft and may be integrated in any place of the latter.
  • FIG. 1 is a diagrammatic representation in front view of an aircraft equipped with two propulsion units arranged on either side of the fuselage and each comprising a nacelle according to the invention.
  • Figure 2 is a schematic perspective view of a downstream section of a nacelle according to the invention having the thrust reversal door in the open position.
  • FIG. 3 is a diagrammatic representation in side view of the downstream section of FIG. 2.
  • FIG. 4 is a schematic rear view of the downstream section of FIG. 2.
  • FIG. 5 is a diagrammatic view in side view of the downstream section of FIG. 3 showing the thrust reversal door in the closed position. .
  • FIG. 6 is a schematic representation of a locking system particularly intended for the downstream section of FIGS. 2 to 5.
  • a nacelle 1 according to the invention as shown in Figure 1 mounted on an aircraft A, is a tubular housing for a turbojet (not visible) which it serves to channel the air flow or it generates.
  • the nacelle 1 is more particularly intended to be fixed on one side of the fuselage of the aircraft via a pylon 2.
  • the nacelle 1 has a structure comprising a front section forming an air inlet, a downstream section surrounding a fan of the turbojet engine and a downstream section 10 surrounding the turbojet engine and housing a reversing system. thrust.
  • This downstream section 10 may be extended by an ejection nozzle section.
  • the downstream section 10 has a substantially tubular and frustoconical shape comprising a fixed structure 11 having an outer surface 12 and an inner surface 13 connected upstream by a peripheral front frame 14 and joining downstream in a single plane by a thin section and constant.
  • This fixed structure 11 has a recess defining a lateral opening 15 on which pivot axes 16 supporting a door 17 are mounted.
  • Said door 17 is adapted to tilt about an axis defined by the pivot axes 16 between a first closed position in which it closes the lateral opening 15 and ensures the aerodynamic continuity of the outer surface 12 and the inner surface 13 of the fixed structure 11 and an open position in which a downstream portion 17a of the door 17 penetrates at least partially inside the downstream section, thus being able to block a part of the direct jet air flow and directing it through the opening 15 where an upstream portion 17b of the door 17 completes its reorientation in a forward direction of the nacelle 1.
  • opening 15 and a location of the pivot axes 16 calculated so that the thrust reversal section of the turbojet will be defined.
  • opening 15, that is to say substantially the section of the upstream portion 17b of the door 17 is substantially equal to twice the section of the downstream portion 17a of the door 17 closing the downstream section 10.
  • this surface ratio is only given as an example and can be adapted according to the operating data of the turbojet engine.
  • the door 17 is actuated by means of an actuator (not shown) of the hydraulic, pneumatic or electric cylinder type having a first end fixed in the door 17 and a second end secured to the fixed part 11, preferably mounted on the front frame 14.
  • the first end is fixed at a central longitudinal axis of the door 17.
  • the downstream section 10 is also equipped with locking means of the door 17 in the closed position.
  • the locking system is shown in more detail in FIG.
  • Each locking system comprises a shear pin 20 mounted to move in translation in a direction perpendicular to the front frame 14.
  • This shear pin 20 is adapted to cooperate with a corresponding bore 21 formed in the thickness of the door 17.
  • the shear pin 20 is actuated to enter the corresponding bore 21.
  • the door 17 is then locked in rotation.
  • the door 17 cooperates with two locking systems each disposed at one end of said door 17.
  • a shear pin locking system allowing over-retraction can be applied to other moving parts of the nacelle, including access hatches. It is understood from the description that the nacelle 1 according to the invention having a downstream section 10 as described can be equipped with lighter actuating and locking system, so more economical.
  • a downstream section 10 has a large fixed structure 11 that can advantageously be made from a reduced number of elements to limit the assembly of said elements and resulting aerodynamic accidents.
  • An advantageous method for producing said fixed structure will be to produce in one piece each of the outer surface 12 and the inner surface 13.
  • the general shape of each of these two surfaces 12, 13 being frustoconical, they can be easily fitted together. one in the other. It is then sufficient simply to finish the fixed structure 11 by connecting the two surfaces 12, 13 upstream by the front frame 14 and downstream after fitting each nested piece to each other.

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Abstract

Nacelle (1) pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur, une structure médiane destinée à entourer ladite soufflante et une section aval (10) équipée d'un système d'inversion de poussée à porte pivotante comportant une unique porte (17) d'inversion de poussée montée pivotante entre une position de fermeture dans laquelle elle permet une circulation d'un flux d'air du turboréacteur en jet direct et dans laquelle elle assure la continuité aérodynamique interne et externe de la nacelle et une position d'ouverture dans laquelle elle pivote vers une position sensiblement perpendiculaire à l'axe de la nacelle, une partie aval (17a) de ladite porte pénétrant à l'intérieur de la nacelle pour obturer au moins une partie du flux d'air du turboréacteur et le diriger dans une direction orientée vers l'avant de la nacelle, caractérisée en ce que la section aval (10) présente, en aval de la porte (17), un anneau s' étendant sur toute la périphérie.

Description

Nacelle pour turboréacteur équipée d 'un système d'inversion de poussée à une seule porte
La présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur, une structure médiane destinée à entourer ladite soufflante et une section aval équipée d'un système d'inversion de poussée à porte pivotante. Le rôle d'un inverseur de poussée lors de l' atterrissage d'un avion est d'améliorer la capacité de freinage d'un avion en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur obstrue la tuyère d'éjection des gaz et dirige le flux d'éjection du moteur vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots mobiles peuvent en outre remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation.
Dans les inverseurs à grilles, par exemple, les capots mobiles coulissent le long de rails de manière à ce qu'en reculant lors de la phase d'ouverture, ils découvrent des grilles d'aubes de déviation disposées dans l'épaisseur de la nacelle. Un système de bielles relie ce capot mobile à des portes de blocage qui se déploient à l'intérieur du canal d'éjection et bloquent la sortie en flux direct. Dans les inverseurs à portes, en revanche, chaque capot mobile pivote de manière à venir bloquer le flux et le dévier et est donc actif dans cette réorientation. On connaît principalement des inverseurs à deux portes, diamétralement opposées l'une par rapport à l'autre, et à quatre portes. Pour des questions évidentes d'équilibre et de répartition des efforts exercés par le flux d'air sur les portes en position d'inversion de poussée, les inverseurs à portes possèdent un nombre pair de portes uniformément réparties sur la périphérie de la nacelle. Considérant que chaque porte possède des moyens d'actionnement ainsi que des moyens de verrouillage correspondants, il existe un besoin pour des solutions permettant de simplifier et alléger lesdits moyens d'actionnement et de verrouillage tout en assurant une efficacité suffisante du système d'inversion de poussée.
On connaît également des inverseurs à une seule porte dont le fonctionnement repose sur un détourage particulier de la section d'éjection. On citera notamment le document EP 0 131 079 qui comporte une porte présentant une forme de pelle permettant de venir obturer la quasi-totalité de la section d'éjection lors de la phase d'inversion. La partie aval de la porte présente donc un détourage sensiblement en V.
En position de jet direct, ce détourage présente plusieurs inconvénients. En effet, la forme de la section de sortie, déterminée par ce détourage en extrémité aval de la porte, n'est pas annulaire, mais présente des encoches situées sensiblement au niveau des points d'articulation de la porte.
Il s'ensuit également que l'épaisseur de la section de sortie n'est pas constante et non fine.
Ceci est très pénalisant en terme de performances avion puisqu' entraînant une surconsommation de carburant.
Le document US 3 874 620 décrit également un inverseur à porte ne comportant qu'une seule porte. Toutefois, un tel système nécessite l'aide de la voilure pour optimiser le blocage du flux. Il présente donc des limites quant à l'installation de la nacelle sur l'avion. Enfin, le document GB 2 075 447 présente un inverseur à porte comprenant une seule porte et ne présentant pas de problèmes de détourage. Ce détourage est rendu non nécessaire par le fait que les articulations de la porte se situent le plus en aval possible de cette dernière, quasiment au niveau de l'éjection. En contrepartie, il est impossible à ladite porte de venir bloquer la quasi-totalité du flux et de l'inverser efficacement. La présente invention a pour but de remédier aux inconvénients précédemment évoqués, et notamment d'optimiser l'efficacité des systèmes d'inversion de poussée à une seule porte pivotante et concerne pour ce faire une nacelle pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur, une structure médiane destinée à entourer ladite soufflante et une section aval équipée d'un système d'inversion de poussée à porte pivotante, comprenant une unique porte d'inversion de poussée montée pivotante entre une position de fermeture dans laquelle elle permet une circulation d'un flux d'air du turboréacteur en jet direct et dans laquelle elle assure la continuité aérodynamique interne et externe de la nacelle et une position d'ouverture dans laquelle elle pivote vers une position sensiblement perpendiculaire à l'axe de la nacelle, une partie aval de ladite porte pénétrant à l'intérieur de la nacelle pour obturer au moins une partie du flux d'air du turboréacteur et le diriger dans une direction orientée vers l'avant de la nacelle, caractérisée en ce que la section aval présente, en aval de la porte, un anneau s 'étendant sur toute la périphérie.
Ainsi, outre le fait qu'une nacelle comprenant un système d'inversion de poussée à une seule porte permette un gain de masse important, typiquement compris entre 15 et 20%, la présence d'un anneau périphérique aval permet de s'affranchir du profil de détourage de l'extrémité de ladite porte. En effet, l'anneau possède un détourage aval qui peut être optimisé selon la forme de la section d'éjection souhaitée et un détourage amont qui sera complémentaire du profil de détourage de l'extrémité de la porte.
La section de sortie s'affranchit ainsi de la forme de la porte et il sera possible de prévoir une section de sortie fine et d'épaisseur constante sur la périphérie d'éjection. Typiquement, une section fine présentera une épaisseur comprise entre 3 et 5 mm. L'obturation de la veine est alors assurée par le seul détourage de la porte de forme généralement concave, ce qui permet ainsi de disposer d'une section de sortie performante permettant d'optimiser les performances du moteur en vol et en particulier de réduire la consommation de carburant.
Avantageusement, l'anneau forme une tuyère d'éjection.
De manière préférentielle, la porte pivotante est conçue pour permettre de dégager, en amont de son axe de pivotement, une section d'évacuation en jet inversé environ égale à deux fois la section obturée par ladite porte en position d'inversion de poussée. En effet, la présence d'une porte unique d'inversion de poussée implique de prévoir une porte plus grande que sur les systèmes multiportes traditionnels afin de garantir une efficacité d'inversion de poussée proche des systèmes multiportes traditionnels. Il s'ensuit que cette plus grande porte dégage, lors de son ouverture, un orifice plus grand correspondant dans la nacelle. Un accès à l'intérieur de la nacelle pour réaliser des opérations de maintenance en est grandement facilité. En combinant cet avantage d'une porte plus large avec une possible concentration des systèmes compte tenu de leur réduction en taille et nombre, il est tout à fait envisageable de supprimer un ou plusieurs capots mobiles qui, avec des portes d'inversion plus petites, restaient nécessaires pour permettre un accès à l'intérieur de la nacelle. De plus, la suppression de ces capots mobiles réduit le nombre d'accidents aérodynamiques sur l'extérieur de la nacelle. On notera encore qu'une structure fixe importante permet une réalisation de ladite structure avec un nombre réduit de pièces liées entre elles. Il s'ensuit logiquement une diminution des accidents aérodynamiques que causent les liaisons entre pièces tant au niveau d'une surface interne de la nacelle exposée au flux d'air du turboréacteur qu'u niveau d'une surface externe exposée au flux d'air entourant la nacelle. Avantageusement, le système d'inversion de poussée comprend un unique moyen d'actionnement de la porte fixé en amont de cette dernière sensiblement au niveau d'un axe longitudinal médian. Ceci entraîne une simplification dans l'alimentation des moyens d'activation, par exemple, dans le réseau d'alimentation d'un vérin hydraulique ou pneumatique. Préférentiellement, le système d'inversion de poussée comprend des moyens de verrouillage de la porte en position de fermeture se présentant sous la forme d'un pion de cisaillement apte à coopérer avec un alésage correspondant ménagé dans l'épaisseur de la porte.
Préférentiellement encore, l'alésage présente un diamètre supérieur au diamètre du pion de cisaillement correspondant et est situé de manière excentré par rapport audit pion de sorte que en position de fermeture, le pion vienne exercer une pression contre une surface interne de l'alésage et nécessite un sur-escamotage pour être engagé et/ou dégagé sans effort.
De manière préférentielle, la section aval présente une structure fixe comprenant une surface externe et une surface interne, ladite surface interne et/ou ladite surface externe étant chacune réalisées en une seule pièce, la structure fixe étant ensuite préférentiellement obtenue par emboîtement des deux structures de formes sensiblement tronconiques.
Avantageusement, la section aval présente, en amont de la porte, un cadre avant s 'étendant sur toute la périphérie de la section aval.
La présente invention se rapporte également à un aéronef caractérisé en ce qu'il est équipé d'au moins une paire d'ensemble propulsif comprenant chacun un turboréacteur logé dans une nacelle selon l'invention, chaque ensemble propulsif de chaque paire étant disposé symétriquement par rapport à un axe longitudinal de l'avion. Avantageusement, les nacelles sont orientées de manière à permettre une ouverture de leur porte selon une direction normale au fuselage. Une nacelle selon la présente invention assurant une réorientation de son flux d'éjection uniquement à l'aide de la porte d'inverseur, le système s'affranchit d'une voilure ou autre élément de l'avion et peut-être intégré en tout endroit de ce dernier.
La mise en œuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé dans lequel : La figure 1 est une représentation schématique en vue de face d'un avion équipé de deux ensembles propulsifs disposés de part et d'autre du fuselage et comprenant chacun une nacelle selon l'invention.
La figure 2 est une représentation schématique en perspective d'une section aval d'une nacelle selon l'invention présentant la porte d'inversion de poussée en position d'ouverture.
La figure 3 est une représentation schématique en vue de côté de la section aval de la figure 2.
La figure 4 est une représentation schématique en vue arrière de la section aval de la figure 2. La figure 5 est une représentation schématique en vue de côté de la section aval de la figure 3 présentant la porte d'inversion de poussée en position de fermeture.
La figure 6 est une représentation schématique d'un système de verrouillage particulièrement destiné à la section aval des figures 2 à 5.
Une nacelle 1 selon l'invention, telle que représentée sur la figure 1 montée sur un avion A, constitue un logement tubulaire pour un turboréacteur (non visible) dont elle sert à canaliser le ou les flux d'air qu'il génère.
La nacelle 1 est plus particulièrement destinée à être fixée sur un côté du fuselage de l'avion par l'intermédiaire d'un pylône 2.
Plus précisément, la nacelle 1 possède une structure comprenant une section avant formant une entrée d'air, une section aval entourant une soufflante du turboréacteur et une section aval 10 entourant le turboréacteur et abritant un système d'inversion de poussée. Cette section aval 10 peut être prolongée par un section formant tuyère d'éjection.
Seule la section aval sera décrite en détail ci-après et seule ladite section est représentée sur les figures 2 à 5. La section aval 10 présente une forme sensiblement tubulaire et tronconique comprenant une structure fixe 11 possédant une surface externe 12 et une surface interne 13 reliées en amont par un cadre avant 14 périphérique et se rejoignant en aval dans un plan unique par une section fine et constante.
Cette structure fixe 11 présente un évidement définissant une ouverture 15 latérale sur laquelle sont montés des axes de pivotement 16 supportant une porte 17.
Ladite porte 17 est apte à basculer autour d'un axe défini par les axes de pivotement 16 entre une première position de fermeture dans laquelle elle ferme l'ouverture latérale 15 et assure la continuité aérodynamique de la surface externe 12 et de la surface interne 13 de la structure fixe 11 et une position d'ouverture dans laquelle une partie aval 17a de la porte 17 pénètre au moins partiellement à l'intérieur de la section aval, étant ainsi apte à bloquer une partie du flux d'air en jet direct et à l'orienter à travers l'ouverture 15 où une partie amont 17b de la porte 17 achève sa réorientation dans une direction orientée vers l'avant de la nacelle 1.
La structure générale de la porte 17 ne fait pas l'objet de la présente invention et on se reportera aux connaissances de l'homme de l'art dans le domaine concerné.
Pour une efficacité maximum et afin de respecter les conditions de pression d'air pour un fonctionnement optimum du turboréacteur, on définira une ouverture 15 et un emplacement des axes de pivotement 16 calculés de manière à ce que la section d'inversion de poussée de l'ouverture 15, c'est-à-dire sensiblement la section de la partie amont 17b de la porte 17, soit sensiblement égale au double de la section de la partie aval 17a de la porte 17 obturant la section aval 10. Bien évidemment ce ratio de surface est uniquement donné à titre d'exemple et peut être adapté selon les données de fonctionnement du turboréacteur.
La porte 17 est actionnée au moyen d'un actionneur (non représenté) de type vérin hydraulique, pneumatique ou électrique présentant une première extrémité fixée dans la porte 17 et une deuxième extrémité solidaire de la partie fixe 11, de préférence monté sur le cadre avant 14. Avantageusement, la première extrémité est fixée au niveau d'un axe longitudinal médian de la porte 17.
La section aval 10 est également équipée de moyens de verrouillage de la porte 17 en position de fermeture. Le système de verrouillage est représenté plus en détail sur la figure 6.
Chaque système de verrouillage comprend un pion de cisaillement 20 monté mobile en translation selon une direction perpendiculaire au cadre avant 14. Ce pion de cisaillement 20 est apte à coopérer avec un alésage 21 correspondant ménagé dans l'épaisseur de la porte 17. Ainsi, lorsque la porte 17 est en position de fermeture telle que son épaisseur vient en regard du cadre avant 14, le pion de cisaillement 20 est actionné pour pénétrer dans l'alésage 21 correspondant. La porte 17 est alors verrouillée en rotation. De la même manière, pour permettre l'ouverture de la porte 17, il suffit de rétracter le pion de cisaillement 20. Avantageusement, la porte 17 coopère avec deux systèmes de verrouillage disposés chacun à une extrémité de ladite porte 17.
Afin de pouvoir réaliser un verrouillage sans charge s 'exerçant sur le moyen de verrouillage, il est habituel de prévoir un sur-escamotage de la partie mobile.
Un tel sur-escamotage est permis en l'espèce en pratiquant dans la porte 17 des alésages 21 possédant un diamètre supérieur au diamètre du pion de cisaillement correspondant 20 mais en s'assurant que l'axe du pion de cisaillement 20 est aligné avec le centre de l'alésage 21 uniquement lorsque la porte 17 est dans sa position surescamotée.
Il s'ensuit que dans la position de fermeture normale de la porte 17, le pion de cisaillement vient fortement en butée contre une paroi interne de l'alésage 21 correspondant permettant de ce fait un verrouillage plus fiable sans aucun jeu fonctionnel perturbateur.
Bien évidemment, un tel système de verrouillage par pion de cisaillement permettant un sur-escamotage peut-être appliqué à d'autres parties mobiles de la nacelle, notamment à des trappes d'accès. On comprend de la description que la nacelle 1 selon l'invention possédant une section aval 10 telle que décrite peut être équipée de système d'actionnement et de verrouillage plus légers, donc plus économiques.
On notera également un coût de fabrication réduit. En effet, comme mentionné précédemment, une section aval 10 présente une structure fixe 11 importante pouvant avantageusement être réalisée à partir d'un nombre réduit d'éléments afin de limiter l'assemblage desdits éléments et les accidents aérodynamiques qui en découlent.
Une méthode avantageuse pour réaliser ladite structure fixe sera de réaliser en une seule pièce chacune de la surface externe 12 et de la surface interne 13. La forme générale de chacune de ces deux surfaces 12, 13 étant tronconique, elles peuvent être facilement emboîtées l'une dans l'autre. Il suffit alors simplement de finir la structure fixe 11 en reliant les deux surfaces 12, 13 en amont par le cadre avant 14 et en aval après avoir ajusté l'une à l'autre chaque pièce emboîtée. Bien évidement, outre le cadre avant, on prévoira aussi des parois 25 de fermetures latérales reliant la surface externe 12 et la surface interne 13 au niveau de l'ouverture
15.
Des dessins on notera aussi que la porte 17 permet le dégagement d'une ouverture
15 relativement importante qui peut permettre à un opérateur d'accéder facilement à l'intérieur de la nacelle 1 pour des opérations de maintenance. Ceci permettra éventuellement de supprimer certaines trappes d'accès et notamment des capots de soufflante ou autres.
Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Nacelle (1) pour turboréacteur comprenant une structure d'entrée d'air apte à canaliser un flux d'air vers une soufflante du turboréacteur, une structure médiane destinée à entourer ladite soufflante et une section aval (10) équipée d'un système d'inversion de poussée à porte pivotante comportant une unique porte (17) d'inversion de poussée montée pivotante entre une position de fermeture dans laquelle elle permet une circulation d'un flux d'air du turboréacteur en jet direct et dans laquelle elle assure la continuité aérodynamique interne et externe de la nacelle et une position d'ouverture dans laquelle elle pivote vers une position sensiblement perpendiculaire à l'axe de la nacelle, une partie aval (17a) de ladite porte pénétrant à l'intérieur de la nacelle pour obturer au moins une partie du flux d'air du turboréacteur et le diriger dans une direction orientée vers l'avant de la nacelle, caractérisée en ce que la section aval (10) présente, en aval de la porte (17), un anneau s'étendant sur toute la périphérie.
2. Nacelle (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'anneau forme une tuyère d'éjection.
3. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que la porte (17) pivotante est conçue pour permettre de dégager, en amont de son axe de pivotement, une section d'évacuation en jet inversé environ égale à deux fois la section obturée par ladite porte en position d'inversion de poussée.
4. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le système d'inversion de poussée comprend un unique moyen d'actionnement de la porte (17) fixé en amont de cette dernière sensiblement au niveau d'un axe longitudinal médian.
5. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le système d'inversion de poussée comprend des moyens de verrouillage de la porte en position de fermeture se présentant sous la forme d'un pion de cisaillement (20) apte à coopérer avec un alésage (21) correspondant ménagé dans l'épaisseur de la porte (17).
6. Nacelle (1) selon la revendication 5, caractérisée en ce que l'alésage (21) présente un diamètre supérieur au diamètre du pion de cisaillement (20) correspondant et est situé de manière excentré par rapport audit pion de cisaillement de sorte que en position de fermeture, le pion de cisaillement vient exercer une pression contre une surface interne de l'alésage et nécessite un sur-escamotage pour être engagé et/ou dégagé sans effort.
7. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la section aval (10) présente une structure fixe (11) comprenant une surface externe (12) et une surface interne (13), ladite surface interne et/ou ladite surface externe étant chacune réalisées en une seule pièce, la structure fixe étant ensuite préférentiellement obtenue par emboîtement des deux structures de formes sensiblement tronconiques.
8. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que la section aval (10) présente, en amont de la porte (17), un cadre avant (14) s'étendant sur toute la périphérie de la section aval.
9. Aéronef (A) caractérisé en ce qu'il est équipé d'au moins une paire d'ensemble propulsif comprenant chacun un turboréacteur logé dans une nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, chaque ensemble propulsif de chaque paire étant disposé symétriquement par rapport à un axe longitudinal de l'avion.
10. Aéronef (A) selon la revendication 9, caractérisé en ce que les nacelles (1) sont orientées de manière à permettre une ouverture de leur porte (17) d'inversion de poussée dans un plan sensiblement horizontal vers l'extérieur de l'avion.
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