WO2009109713A2 - Système de guidage pour la maintenance d'une nacelle d'aéronef - Google Patents

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WO2009109713A2
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downstream
internal structure
nacelle
turbojet engine
turbojet
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PCT/FR2009/000062
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Pierre Caruel
Jean-Philippe Joret
Peter Segat
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Aircelle
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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
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/08—Inspection panels for power plants

Definitions

  • the invention relates in particular to a turbojet engine nacelle for an aircraft.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical thrust reverser actuation system.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing a thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. .
  • the tubular structure is generally terminated by an ejection nozzle whose outlet is located downstream of the turbojet engine.
  • downstream is understood here to mean the direction corresponding to the direction of the flow of cold air entering the turbojet engine.
  • upstream refers to the opposite direction.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a hot air flow (also called “primary flow”) from the combustion chamber of the turbojet, and a cold air flow (“secondary flow”) flowing outside the turbojet through an annular passage also called vein.
  • a turbojet engine usually comprises a so-called “upstream” portion comprising the blades of the fan and a so-called “downstream” part housing the gas generator.
  • a nacelle for such a motor generally has an outer structure, called Outer Fixed Structure (OFS) and a concentric internal structure, called Inner Fixed Structure (IFS), surrounding the structure of the engine itself downstream of the fan.
  • the internal and external structures define a vein for channeling the flow of cold air flowing to the outside of the engine.
  • the primary and secondary flows are ejected from the engine by the rear of the nacelle.
  • Each propulsion unit of the aircraft is thus formed by a nacelle and a motor which are suspended from a fixed structure of the aircraft, for example under a wing or on the fuselage, by means of a pylon or suspension mast attached to the engine or the nacelle.
  • It is currently known to make a turbojet engine maintenance by accessing localized areas of the engine through doors located on I 1 IFS which allow only access to a restricted area and difficult access to tools bulky maintenance.
  • NFS may comprise two upstream and downstream lateral sections, the downstream lateral section being movable in translation relative to the engine. This embodiment only allows access to the engine parts located at the downstream end thereof.
  • I 1 IFS comprises a slide system by translating IFS I 1 along the axis of the engine.
  • the nacelle 1 surrounds the engine of the turbojet engine 5 via a downstream structure comprising an external structure 6 (OFS) and a Internal Structure 9 (IFS) (see Figures 1 and 2).
  • the nacelle 1 is, moreover, attached to a suspension mast 10.
  • the internal structure 9 of the nacelle is usually formed of two elements 9a and 9b of substantially semicylindrical shape, on either side of a longitudinal vertical plane of symmetry 11 of the nacelle 1.
  • the two elements 9a and 9b are movably mounted so as to be able to be deployed between a working position and a maintenance position in order to give access to the engine for maintenance operations.
  • the two elements 9a and 9b are pivotally mounted about a longitudinal hinge axis in the upper part 13 (at the so-called 12 o'clock position) of the inverter.
  • the two elements 9a and 9b are held in the closed position by means of locks arranged along a connecting line 15 located in the lower part (at the so-called 6 o'clock position).
  • the external structures 6 and internal 9 are linked and kept open by a system of jacks and rods (not shown).
  • this embodiment involves pivoting the elements at the downstream end of the nacelle, which requires the addition of additional devices and a structure adapted to allow this movement.
  • the structure thus obtained is complex and cumbersome because the efforts go to specific places such as hinges and latches.
  • An object of the present invention is to provide a turbojet engine nacelle allowing access to the engine as a whole by simplifying maintenance operations.
  • the subject of the invention is a nacelle for a turbojet engine of an aircraft, comprising a downstream structure comprising:
  • an external structure a concentric internal structure intended to surround a downstream part of the turbojet engine and comprising an upstream section of relatively small diameter and a downstream section of relatively large diameter, said internal structure defining with the external structure an annular flow channel; and a guiding system for connecting the internal structure and the downstream part of the turbojet engine or a part of a suspension pylon, characterized in that the guidance system comprises means for combining a translation and rotation movement of the engine.
  • the nacelle of the present invention comprises guide means for moving the internal structure along the profile of the upstream section of relatively small diameter and the downstream section of relatively large diameter while maintaining the fixed external structure.
  • the internal structure moves downstream first deviating from the engine and then translating so as to follow the profile of the downstream part of the turbojet engine.
  • the nacelle of the invention advantageously allows to ensure a displacement of the internal structure without risk of hitting or damaging the elements of the downstream section of the outer structure of the nacelle.
  • the internal structure is retracted downstream leaving substantially discover the downstream portion and therefore the turbojet engine.
  • Direct access to the turbojet engine from the outside of the nacelle is, for example, achieved by opening a door or a grid of thrust reversers. Therefore, the invention allows easy access to people and tools to a substantially larger part of the engine than that of the prior art.
  • the downstream structure of the nacelle of the invention does not comprise an external structure secured to the internal structure by means of a beam-like structure as well as hinges ensuring the opening of the internal and external structures, as this is the case in the prior art.
  • an external structure secured to the internal structure by means of a beam-like structure as well as hinges ensuring the opening of the internal and external structures, as this is the case in the prior art.
  • An upper bifurcation in the 12 o'clock position allows the fairing of the suspension mast.
  • the structure and equipment required for pivoting and securing the two side structures 9a and 9b can be removed.
  • the nacelle of the invention has a gain in mass, a gain in flexibility, a reduction in the complexity of the maintenance and a reduction in size.
  • a nacelle of the invention reduces by about 5% the weight of each thrust reverser.
  • air friction losses are reduced due to the reduction of the wet surface in contact with the air resulting from the reduction in the length of the lower bifurcation.
  • the reduction results in a reduction in the fuel consumption of the engine of the order of 0.1%.
  • a maintenance operation does not require moving a portion of the external structure or other elements of the nacelle of the invention to allow the opening of the internal structure.
  • the structure of the invention comprises one or more of the following optional features considered alone or according to all the possible combinations:
  • the internal structure is formed in the form of at least two elements, which allows easier opening of the internal structure and also access to localized areas without opening the entire internal structure;
  • the elements are located on either side of a longitudinal plane of symmetry of the nacelle, allowing access to areas located on either side of the engine;
  • the guiding system comprises at least one upstream connecting rod and at least one downstream connecting rod of different length and intended to connect the internal structure to the downstream part of the turbojet engine or to a part of the suspension pylon so that the respective axes of said connecting rods are contained in planes parallel to the axis of the turbojet engine without said axes being parallel to each other, which makes it possible to obtain a coupled rotational and translational movement which closely follows the profile of the turbojet engine;
  • the guiding system comprises at least one connecting rod intended to connect the internal structure and the downstream part of the turbojet or part of the suspension pylon, and at least one sliding means capable of sliding in a corresponding slide intended to be mounted on the turbojet, which allows to move the internal structure closer to the turbojet engine profile;
  • a pivot connects the slideway to the internal structure; -
  • the axis of each slide is contained in a plane parallel to the axis of the turbojet, which allows to move the internal structure further downstream;
  • the guiding system comprises at least one downstream sliding means and at least one upstream sliding means connected to the internal structure and able to slide each in a corresponding slide intended to be mounted on the turbojet engine or on a portion of the engine mast; suspension, and at least two pivots connecting each slide to the internal structure, which allows to further clear the internal structure;
  • the internal structure comprises at least one locking device in the working position, which makes it possible to secure the platform when the aircraft is in operation;
  • said locking device can be activated by means of a flexible downstream actuating cable upstream of the internal structure, which makes it possible to actuate the locking device in an easy manner.
  • the subject of the invention is a turbojet engine for insertion into a nacelle according to the invention, comprising a downstream part comprising an upstream section of relatively small diameter and a downstream section of relatively large diameter, characterized in that it comprises mounting means mounted on the downstream portion and configured to cooperate with the guide system of the internal structure of the nacelle so that the internal structure moves by combining a rotational movement and translation according to the profile the upstream section of relatively small diameter and the downstream section of relatively large diameter between a working position in which the internal structure serves as a fairing of the downstream portion of the turbojet engine and a maintenance position in which the internal structure discovers said portion downstream of the turbojet.
  • the mounting means comprise rails or slides capable of cooperating with the guide system of the internal structure of the nacelle.
  • Such guiding means provide an easier opening for carrying out a maintenance operation on the engine.
  • the subject of the invention is a suspension pylon for attaching a turbojet engine to a wing of an aircraft, said turbojet engine being substantially surrounded by a nacelle according to the invention, characterized in that it comprises mounting means configured to cooperate with the guide system of the internal structure of the nacelle so that at least a portion of said internal structure combines translational and rotational movement between a working position in which the internal structure serves refit of the downstream portion of the turbojet engine and a maintenance position in which the internal structure discovers the downstream part of the turbojet, allowing the displacement of said structure internal following the profile of the upstream section of relatively small diameter and the downstream section of relatively large diameter.
  • the mounting means comprise rails or slides capable of cooperating with the guide system of the internal structure of the nacelle.
  • the subject of the invention is a propulsion unit for an aircraft, characterized in that it comprises, on the one hand, a turbojet according to the invention or a mast according to the invention and, on the other hand , a corresponding nacelle according to the invention.
  • FIG. 1 is a cross section of a nacelle of the prior art in the working position
  • FIG. 2 is a cross section of the nacelle of Figure 1 in the maintenance position
  • FIG. 3 is a cross section of a nacelle according to the invention comprising an internal structure in the working position;
  • FIG. 4 is a sectional sectional view of a nacelle according to Figure 1 in the maintenance position
  • FIG. 5 is a side view of a nacelle according to the invention in the maintenance position;
  • FIG. 6 is a side view of a variant of the nacelle of FIG. 5;
  • FIGS. 7 to 10 are perspective views of one embodiment of a nacelle according to the invention.
  • FIGS. 11 to 14 are perspective views of a second embodiment of a nacelle according to the invention.
  • FIGS. 15 to 18 are perspective views of a third embodiment of a nacelle according to the invention.
  • FIG. 19 is a side view of another embodiment of a nacelle according to the invention.
  • a nacelle 100 according to the invention comprises an upstream air intake structure 102, a median structure 103 surrounding a fan 104 of a turbojet engine 105, and a downstream structure comprising, in a manner known per se, an external structure 106, called OFS, housing thrust reverser means 107.
  • the nacelle 100 according to the invention is attached downstream by via any suitable means, including rods, turbojet 105 and / or a suspension mast, not shown, for the attachment of the turbojet engine 105 under an aircraft wing.
  • the thrust reversal means 107 are, for example, constituted by one or more doors or one or more grids.
  • the outer structure 107 also defines an annular flow channel 108 with an internal structure 109, called IFS, concentric for surrounding a downstream portion 111 of the turbojet extending downstream of the fan.
  • the internal structure 109 comprises an upstream section 113 of relatively small diameter widening in a downstream section 114 of relatively large diameter so as to substantially follow the profile of the turbojet engine 105.
  • the internal structure 109 is formed of at least two elements, in particular two elements 120 and 122.
  • the elements 120 and 122 allow easier opening of the internal structure 109.
  • the elements 120 and 122 allow access to localized areas of the inner structure 109 without opening all of said internal structure.
  • the elements 120 and 122 are located on either side of a longitudinal plane of symmetry 123 of the nacelle. Such an arrangement ensures an opening of the internal structure 109 to zones situated opposite to each other of the turbojet engine 105.
  • the elements 120 and 122 are of substantially hemicylindrical shape, but these elements 120 and 122 may be of any other form known to those skilled in the art that is compatible with the profile of the turbojet engine 105.
  • the structure of the turbojet engine 105 is substantially concealed by the elements 120 and 122 (FIG. 3) in the working position, namely in position allowing the aircraft to operate and in particular to fly.
  • a guide system 140 is intended to connect the internal structure 109 to the downstream portion 111 of the turbojet engine.
  • the guide system 140 allows the displacement of at least a part of the structure internal 109 along the profile of the upstream section of relatively small diameter 113 and the downstream section of relatively large diameter 114 by combining a translational movement and rotation between a working position in which the inner structure 109 serves as fairing of the downstream part 111 of the turbojet engine and a maintenance position in which the internal structure 109 discovers said downstream portion 111 of the turbojet engine.
  • the guide system 140 advantageously allows the inner structure 109 to remain during its movement in the air flow passage 108 without striking the external structure 106 and avoiding the downstream portion 111 of the turbojet engine.
  • the guide system 140 can be attached to the turbojet engine 105 or to the suspension mast for attaching the nacelle 100 of the invention to a wing of an aircraft.
  • the outer structure 106 has as a thrust reversal means a door 150 ( Figure 5) or a set of grids 152 ( Figure 6).
  • the door 150 and the set of grids 152 are able to be opened or closed via locks (not shown) located on the external structure 106.
  • the nacelle 100 according to the invention also comprises an upstream structure. 154 comprising an air inlet structure 156 through which cold air enters.
  • the internal structure 109 is moved downstream of the turbojet engine 105 by the guidance system 140. Access to the turbojet engine is achieved by the opening of the door 150, the external structure 106 remaining fixed.
  • the internal structure 109 is also moved downstream of the turbojet engine 105 by the guidance system 140.
  • the access to the turbojet engine 105 is achieved by the opening of the grids 152 which implies the displacement of the outer structure 106 also downstream.
  • the guide system 140 comprises at least one upstream rod and at least one downstream rod.
  • each element may comprise a guide system 140 comprising at least one upstream rod and at least one downstream rod.
  • the guide system 140 comprises in particular four upstream rods, preferably two upstream rods 160, and in particular four downstream rods, preferably two downstream rods 162.
  • the internal structure 109 comprises two elements 120
  • two upstream and downstream rods which can be mounted at 12h thus connecting the turbojet engine 105 and the first element 120.
  • two upstream and downstream connecting rods can be mounted at 6 o'clock connecting the second element to the turbojet engine 105.
  • mounted at 6 o'clock means a device mounted diametrically opposite to the rods arranged at 12 o'clock.
  • each element typically comprises the same number of rods arranged adequately with respect to the connecting rods of the first element.
  • the guide system 140 has only one upstream connecting rod and one downstream connecting rod, it may be advantageous to connect the internal structure 109 to a part of the suspension pole.
  • the two upstream and downstream connecting rods 160 and 162 are of different lengths.
  • the downstream rods 160 and upstream 162 typically have a length of between 0.5 and 1 m, in particular between 0.75 and 0.85 m.
  • the upstream rod 162 has a length 10 to 20% greater than the length of the downstream connecting rod 160.
  • the connecting rods 160 and 162 connect the internal structure 109 to the downstream portion 111 of the turbojet engine so that the respective axes connecting rods 160 and 162 are contained in planes parallel to the axis 163 of the turbojet engine 105 without said axes being parallel to each other.
  • the rods thus disposed 160 and 162 advantageously make it possible to follow as closely as possible the profile of the turbojet engine 105.
  • the guiding system 140 comprises at least one connecting rod intended to connect the downstream part 111 of the turbojet engine and the internal structure 109, and at least one sliding means, capable of sliding in a corresponding slide intended to be mounted on the turbojet engine 105 or on a portion of the suspension pylon.
  • each element may comprise at least one connecting rod and at least one sliding means as defined above.
  • the guide system 140 comprises in particular two connecting rods, preferably a connecting rod 170, and in particular two sliding means, preferably a sliding means 172.
  • the sliding means is at least one slide, at least a skate or any other means known to those skilled in the art.
  • the guide system 140 connects said elements 120 to the downstream portion 111 of the turbojet or the suspension pylon.
  • the guide system 140 has only one element and the guide system 140 has only one connecting rod 170 and a sliding means 172, it may be advantageous to connect the element of the structure. internal 109 to a part of the suspension mast.
  • the elements 120 have the advantage of being able to move simultaneously.
  • the guide system 140 may comprise two connecting rods, one of which is arranged at 12 o'clock and the other at 6 o'clock with respect to the turbojet engine 105, each connecting rod connecting an element.
  • the guide system 140 may comprise two sliding means sliding in slides located at 12 o'clock and 6 o'clock whose axes are in a plane parallel to the axis 173 of the turbojet engine 105, each sliding means belonging to an element.
  • each element typically comprises the same number of rods arranged adequately with respect to the connecting rods of the first element.
  • a pivot 174 connects the slideway 172 to the inner structure 109 for moving the inner structure 109 closer to the profile of the turbojet engine 105.
  • each slideway 172 is contained in a plane parallel to the axis 173 of the turbojet engine making it possible to obtain an even greater recoil downstream of the internal structure 109.
  • the guiding system 140 comprises at least one downstream sliding means and at least one upstream sliding means connected to the internal structure 109 and each capable of sliding in a corresponding slide intended to be mounted on the turbojet engine 105 or on a portion of the suspension pylon, and at least one pivot connecting each slideway to the internal structure 109, making it possible to further disengage the structure downstream.
  • each element may comprise a guiding system comprising at least one downstream sliding means and at least one upstream sliding means as defined above.
  • the guide system 140 comprises in particular four downstream sliding means, preferably two, and in particular four upstream sliding means, preferably two which are able to slide in a corresponding slideway 180 and 182.
  • the guide system 140 comprises in particular eight pivots, preferably four pivots 184 and 186.
  • the downstream and upstream sliding means are configured so as to slide on or in the slides 180 and 182.
  • the sliding means are sliders, pads or any other means known to those skilled in the art.
  • the axes of the two slides 180 and 182 are not parallel to each other. However, the axis of each slideway 180, 182 is contained in a plane parallel to the axis 183 of the turbojet engine 105.
  • the guide system 140 may comprise two sliding means sliding in slides located at 12 o'clock and 6 o'clock whose axes are in a plane parallel to the axis of the turbojet engine 105, each sliding means belonging to an element.
  • each element typically comprises the same number of sliding means arranged adequately with respect to the sliding means of the first element. .
  • the guide system 140 comprises only one upstream slide and one downstream slide, it may be advantageous to connect the element of the inner structure 109. to a part of the suspension mast.
  • the internal structure 109 comprises at least one locking device 190 which makes it possible to secure the platform when the aircraft is in operation. operation.
  • the locking device 190 comprises for example one or more locks 192 disposed in particular on the housing of the turbojet engine 105 and / or one or more latches 194 on the suspension mast or on the symmetrical part of the internal structure 109.
  • the locking device 190 can be activated by means of a flexible cable (not shown) for operating downstream upstream of the internal structure 109.
  • a flexible cable not shown

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Abstract

L'invention concerne une nacelle (100) pour turboréacteur d'un aéronef, comportant une structure aval comprenant : une structure externe (106), une structure interne (109) concentrique destinée à entourer une partie aval (111) du turboréacteur et comprenant une section amont de diamètre relativement petit (113) et une section aval de diamètre relativement grand (114), ladite structure interne (109) définissant avec la structure externe (106) un canal annulaire d'écoulement (108), et - un système de guidage (140) destiné à relier la structure interne (109) et la partie aval (111) du turboréacteur ou une partie d'un mât de suspension, caractérisée en ce que le système de guidage (140) comprend des moyens pour combiner un mouvement de translation et de rotation d'au moins une partie de ladite structure interne (109) entre une position de travail dans laquelle la structure interne (109) fait office de carénage de la partie aval (111 ) du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne (109) découvre ladite partie aval (111 ) du turboréacteur, permettant le déplacement de ladite partie de la structure interne (109) suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit (113) puis de la section aval de diamètre relativement grand (114).

Description

Système de guidage pour la maintenance d'une nacelle d'aéronef
L'invention concerne notamment une nacelle de turboréacteur pour un aéronef. Un aéronef est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseur de poussée.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur. La structure tubulaire est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
On entend ici par le terme « aval » la direction correspondant au sens du flux d'air froid pénétrant dans le turboréacteur. Le terme « amont » désigne la direction opposée. Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pales de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé « flux primaire ») issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (« flux secondaire ») qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire également, appelé veine.
Un turboréacteur comporte usuellement une partie dite « amont » comprenant les pales de la soufflante et une partie dite « aval » abritant le générateur de gaz.
Une nacelle pour un tel moteur présente généralement une structure externe, dite Outer Fixed Structure (OFS) et une structure interne concentrique, dite Inner Fixed Structure (IFS), entourant la structure du moteur proprement dite à l'aval de la soufflante. Les structures interne et externe définissent une veine destinée à canaliser le flux d'air froid qui circule à l'extérieur du moteur. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du moteur par l'arrière de la nacelle. Chaque ensemble propulsif de l'avion est ainsi formé par une nacelle et un moteur qui sont suspendus à une structure fixe de l'avion, par exemple sous une aile ou sur le fuselage, par l'intermédiaire d'un pylône ou mât de suspension rattaché au moteur ou à la nacelle. II est actuellement connu de procéder à une maintenance du moteur du turboréacteur en accédant à des zones localisées du moteur au moyen de trappes situées sur I1IFS qui ne permettent qu'un accès sur une zone restreinte et difficile d'accès pour des outils de maintenance volumineux.
Selon une variante, NFS peut comporter deux sections latérales amont et aval, la section latérale aval étant mobile en translation par rapport au moteur. Ce mode de réalisation ne permet qu'un accès aux pièces du moteur situées à l'extrémité aval de celui-ci.
Selon encore une autre variante, I1IFS comporte un système de glissières faisant translater I1IFS suivant l'axe du moteur. L'IFS butant sur l'OFS en postion d'ouverture de I1IFS, le recul de l'IFS est limité dans ce mode de réalisation qui ne permet qu'un accès partiel aux pièces situées à l'extrémité amont du moteur.
Afin de permettre une inspection sur l'ensemble du moteur, il est usuellement proposé des modes de réalisation dans lesquels la nacelle 1 entoure le moteur du turboréacteur 5 par l'intermédiaire d'une structure aval comprenant une structure externe 6 (OFS) et une structure interne 9 (IFS) (voir les figures 1 et 2). La nacelle 1 est, par ailleurs, rattachée à un mât de supension 10. La structure interne 9 de la nacelle est usuellement formée de deux éléments 9a et 9b de forme sensiblement hémicylindrique, de part et d'autre d'un plan vertical longitudinal de symétrie 11 de la nacelle 1. Les deux éléments 9a et 9b sont montés mobiles de manière à pouvoir se déployer entre une position de travail et une position de maintenance en vue de donner accès au moteur pour des opérations de maintenance.
Pour ce faire, les deux éléments 9a et 9b sont montés pivotants autour d'un axe longitudinal formant charnière en partie supérieure 13 (à la position dite 12 heures) de l'inverseur. Les deux éléments 9a et 9b sont maintenus en position de fermeture au moyen de verrous disposés le long d'une ligne de jonction 15 située en partie inférieure (à la position dite 6 heures). Afin d'accéder au moteur, il est au préalable nécessaire de mouvoir la structure externe 6 pour pouvoir ouvrir les deux éléments 9a et 9b. Les structures externe 6 et interne 9 sont liées et maintenues ouvertes par un système de vérins et de bielles (non représentés).
Cependant, ce mode de réalisation implique de faire pivoter les éléments à l'extrémité aval de la nacelle, ce qui impose l'ajout de dispositifs supplémentaires et une structure adaptée pour permettre ce mouvement. La structure ainsi obtenue est complexe et lourde du fait que les efforts passent en des endroits ponctuels tels que des charnières et des verrous.
Un but de la présente invention est de fournir une nacelle pour turboréacteur permettant un accès sur le moteur dans son ensemble en simplifiant les opérations de maintenance.
A cet effet, selon un premier aspect, l'invention a pour objet une nacelle pour turboréacteur d'un aéronef, comportant une structure aval comprenant :
- une structure externe, - une structure interne concentrique destinée à entourer une partie aval du turboréacteur et comprenant une section amont de diamètre relativement petit et une section aval de diamètre relativement grand, ladite structure interne définissant avec la structure externe un canal annulaire d'écoulement, et - un système de guidage destiné à relier la structure interne et la partie aval du turboréacteur ou une partie d'un mât de suspension, caractérisée en ce que le système de guidage comprend des moyens pour combiner un mouvement de translation et de rotation d'au moins une partie de ladite structure interne entre une position de travail dans laquelle la structure interne fait office de carénage de la partie aval du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne découvre ladite partie aval du turboréacteur, permettant le déplacement de ladite partie de la structure interne suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit puis de la section aval de diamètre relativement grand. On entend ici par « section aval de diamètre relativement grand » et « section amont de diamètre relativement petit », deux sections dont l'une a un diamètre plus petit que l'autre.
La nacelle de la présente invention comporte des moyens de guidage permettant de mouvoir la structure interne suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit puis de la section aval de diamètre relativement grand tout en maintenant la structure externe fixe. Autrement dit, la structure interne se déplace vers l'aval tout d'abord en s'écartant du moteur puis en translatant de manière à suivre le profil de la partie aval du turboréacteur. Durant le déplacement de la structure interne, cette dernière reste dans la veine formée par la structure externe fixe et la structure interne en position de travail. De plus, la nacelle de l'invention permet avantageusement d'assurer un déplacement de la structure interne sans risque de heurter ou d'endommager les éléments de la section aval de la structure externe de la nacelle.
Ainsi, la structure interne est reculée en aval en laissant découvrir sensiblement la partie aval et donc le moteur du turboréacteur. L'accès direct au turboréacteur de l'extérieur de la nacelle est, par exemple, réalisé en ouvrant une porte ou une grille des inverseurs de poussée. De ce fait, l'invention permet un accès aisé aux personnes et aux outils à une partie du moteur sensiblement plus grande que celle de l'art antérieur.
Selon l'invention, la structure aval de la nacelle de l'invention ne comporte pas de structure externe solidarisée à la structure interne au moyen d'une structure de type poutre ainsi que de charnières assurant l'ouverture des structures interne et externe, comme cela est la cas dans l'art antérieur. Ainsi, il est possible de supprimer, sur une longueur significative dans la partie inférieure en position 6 heures, la surface assurant la jonction entre la structure interne et externe, appellée bifurcation inférieure. Une bifurcation supérieure en position 12 heures permet le carénage du mât de suspension. De même, la structure et les équipements nécessaires au pivotement et à la solidarisation des deux structures latérales 9a et 9b peuvent être supprimés. De ce fait, la nacelle de l'invention présente un gain de masse, un gain de souplesse, une réduction de complexité de la maintenance et une réduction d'encombrement. A titre d'exemple, une nacelle de l'invention permet de réduire d'environ 5% le poids de chaque inverseur de poussée. De même, les pertes par frottement de l'air sont réduites du fait de la réduction de la surface mouillée en contact avec l'air consécutive à la réduction de la longueur de la bifurcation inférieure. A titre d'exemple, la réduction se traduit par une diminution sur la consommation de carburant du moteur de l'ordre de 0,1 %. De même, une opération de maintenance ne nécessite pas de mouvoir une partie de la structure externe ou d'autres éléments de la nacelle de l'invention pour permettre l'ouverture de la structure interne.
Ainsi, le nombre d'opérations nécessaires pour accéder au moteur est réduit.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, la structure de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles :
- la structure interne est réalisée sous la forme d'au moins deux éléments, ce qui permet une ouverture plus aisée de la structure interne et également un accès à des zones localisées sans ouvrir la totalité de la structure interne ;
- les éléments sont situés de part et d'autre d'un plan de symétrie longitudinal de la nacelle, ce qui permet un accès à des zones situées de part et d'autre du moteur ;
- le système de guidage comporte au moins une bielle amont et au moins une bielle aval de longueur différente et destinées à relier la structure interne à la partie aval du turboréacteur ou à une partie du mât de suspension de sorte que les axes respectifs desdites bielles soient contenus dans des plans parallèles à l'axe du turboréacteur sans que lesdits axes soient parallèles entre eux, ce qui permet d'obtenir un mouvement couplé de rotation et de translation qui suit au plus près le profil du turboréacteur ;
- le système de guidage comporte au moins une bielle destinée à relier la structure interne et la partie aval du turboréacteur ou une partie du mât de suspension, et au moins un moyen de coulissement apte à coulisser dans une glissière correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur, ce qui permet de déplacer la structure interne au plus près du profil du turboréacteur ;
- un pivot relie la glissière à la structure interne ; - l'axe de chaque glissière est contenu dans un plan parallèle à l'axe du turboréacteur, ce qui permet de reculer la structure interne encore davantage vers l'aval ;
- le système de guidage comporte au moins un moyen de coulissement aval et au moins un moyen de coulissement amont reliés à la structure interne et aptes à coulisser chacun dans une glissière correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur ou sur une partie du mât de suspension, et au moins deux pivots reliant chaque glissière à la structure interne, ce qui permet de dégager encore davantage la structure interne ;
- la structure interne comporte au moins un dispositif de verrouillage en position de travail, ce qui permet de sécuriser la nacelle lorsque l'aéronef est en fonctionnement ;
- ledit dispositif de verrouillage est activable par l'entremise d'un câble flexible d'actionnement d'aval en amont de la structure interne, ce qui permet d'actionner de manière aisée le dispositif de verrouillage.
Selon un deuxième aspect, l'invention a pour objet un turboréacteur double flux destiné à être inséré dans une nacelle selon l'invention, comportant une partie aval comprenant une section amont de diamètre relativement petit et une section aval de diamètre relativement grand, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de montage montés sur la partie aval et configurés pour coopérer avec le système de guidage de la structure interne de la nacelle de sorte que la structure interne se déplace en combinant un mouvement de rotation et de translation suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit puis de la section aval de diamètre relativement grand entre une position de travail dans laquelle la structure interne fait office de carénage de la partie aval du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne découvre ladite partie aval du turboréacteur.
Selon un mode de réalisation préférentiel, les moyens de montage comportent des rails ou des glissières aptes à coopérer avec le système de guidage de la structure interne de la nacelle. De tels moyens de guidage assurent une ouverture plus aisée pour réaliser une opération de maintenance sur le moteur.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un mât de suspension destiné à rattacher un turboréacteur à une aile d'un aéronef, ledit turboréacteur étant sensiblement entouré d'une nacelle selon l'invention, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de montage configurés pour coopérer avec le système de guidage de la structure interne de la nacelle de sorte qu'au moins une partie de ladite structure interne combine un mouvement de translation et de rotation entre une position de travail dans laquelle la structure interne fait office de carénage de la partie aval du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne découvre la partie aval du turboréacteur, permettant le déplacement de ladite structure interne suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit puis de la section aval de diamètre relativement grand.
Selon un mode de réalisation préférentiel, les moyens de montage comportent des rails ou des glissières aptes à coopérer avec le système de guidage de la structure interne de la nacelle.
Selon encore un autre aspect, l'invention a pour objet un ensemble propulsif pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend, d'une part, un turboréacteur selon l'invention ou un mât selon l'invention et, d'autre part, une nacelle correspondante selon l'invention.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci- annexées. - le figure 1 est une coupe transversale d'une nacelle de l'art antérieur en position de travail ;
- la figure 2 est une coupe transversale de la nacelle de la figure 1 en position de maintenance ;
- la figure 3 est une coupe transversale d'une nacelle selon l'invention comportant une structure interne en position de travail ;
- la figure 4 est une vue de profil en coupe d'une nacelle selon la figure 1 en position de maintenance ;
- la figure 5 est une vue de côté d'une nacelle selon l'invention en position de maintenance ; - la figure 6 est une vue de côté d'une variante de la nacelle de la figure 5 ;
- les figures 7 à 10 sont des vues en perspective d'un mode de réalisation d'une nacelle selon l'invention ;
- les figures 11 à 14 sont des vues en perspective d'un second mode de réalisation d'une nacelle selon l'invention ;
- les figures 15 à 18 sont des vues en perspective d'un troisième mode de réalisation d'une nacelle selon l'invention ;
-la figure 19 est une vue de côté d'un autre mode de réalisation d'une nacelle selon l'invention. Comme représenté à la figure 3, une nacelle 100 selon l'invention comprend une structure amont d'entrée d'air 102, une structure médiane 103 entourant une soufflante 104 d'un turboréacteur 105, et une structure aval comportant de manière connue en soi une structure externe 106, dite OFS, abritant des moyens d'inversion de poussée 107. La nacelle 100 selon l'invention est fixée en aval par l'intermédiaire de tout moyen approprié, notamment de bielles, au turboréacteur 105 et/ou à un mât de suspension, non représenté, destiné au rattachement du turboréacteur 105 sous une aile d'aéronef.
Les moyens d'inversion de poussée 107 sont, par exemple, constitués d'une ou de plusieurs portes ou d'une ou de plusieurs grilles. La structure externe 107 définit également un canal annulaire 108 d'écoulement avec une structure interne 109, dite IFS, concentrique destinée à entourer une partie aval 111 du turboréacteur s'étendant en aval de la soufflante.
La structure interne 109 comporte une section amont 113 de diamètre relativement petit s'élargissant en une section aval 114 de diamètre relativement grand de sorte à sensiblement suivre le profil du turboréacteur 105.
Selon un mode de réalisation préféré, la structure interne 109 est formée d'au moins deux éléments, notamment deux éléments 120 et 122. Les éléments 120 et 122 permettent une ouverture plus aisée de la structure interne 109. De plus, les éléments 120 et 122 permettent un accès à des zones localisées de la structure interne 109 sans ouvrir la totalité de ladite structure interne. De manière préférentielle, les éléments 120 et 122 sont situés de part et d'autre d'un plan de symétrie longitudinal 123 de la nacelle. Une telle disposition assure une ouverture de la structure interne 109 à des zones situées à l'opposé l'une de l'autre du turboréacteur 105.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 3, les éléments 120 et 122 sont de forme sensiblement hémicylindrique mais ces éléments 120 et 122 peuvent être de toute autre forme connue de l'homme du métier compatible avec le profil du turboréacteur 105. Ainsi, la structure du turboréacteur 105 est sensiblement dissimulée par les éléments 120 et 122 (figure 3) en position de travail, à savoir en position permettant à l'aéronef de fonctionner et notamment de voler.
Par ailleurs, un système de guidage 140 est destiné à relier la structure interne 109 à la partie aval 111 du turboréacteur. Le système de guidage 140 permet le déplacement d'au moins une partie de la structure interne 109 suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit 113 puis de la section aval de diamètre relativement grand 114 en combinant un mouvement de translation et de rotation entre une position de travail dans laquelle la structure interne 109 fait office de carénage de la partie aval 111 du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne 109 découvre ladite partie aval 111 du turboréacteur.
De plus, le système de guidage 140 permet avantageusement que la structure interne 109 reste durant son déplacement dans la veine d'écoulement d'air 108 sans heurter la structure externe 106 et en évitant la partie aval 111 du turboréacteur.
Selon un mode de réalisation, le système de guidage 140 peut être attaché sur le turboréacteur 105 ou sur le mât de suspension permettant de rattacher la nacelle 100 de l'invention à une aile d'un aéronef.
Selon les modes de réalisation représentés aux figures 5 et 6, la structure externe 106 comporte comme moyens d'inversion de poussée une porte 150 (figure 5) ou un ensemble de grilles 152 (figure 6). La porte 150 et l'ensemble de grilles 152 sont capables d'être ouverts ou fermés par l'intermédiaire de verrous (non représentés) situés sur la structure externe 106. Par ailleurs, la nacelle 100 selon l'invention comporte également une structure amont 154 comprenant une structure d'entrée d'air 156 par laquelle pénètre l'air froid.
Dans le cas de la figure 5, la structure interne 109 est déplacée en aval du turboréacteur 105 par le système de guidage 140. L'accès au turboréacteur est réalisé par l'ouverture de la porte 150, la structure externe 106 restant fixe.
Dans le cas de la figure 6, la structure interne 109 est également déplacée en aval du turboréacteur 105 par le système de guidage 140. Dans ce cas, l'accès au turboréacteur 105 est réalisé par l'ouverture des grilles 152 ce qui implique le déplacement de la structure externe 106 également vers l'aval.
Selon les modes de réalisations représentés aux figures 7 à 10, le système de guidage 140 comporte au moins une bielle amont et au moins une bielle aval.
Dans le cas où la structure interne 109 comporte plusieurs éléments 120, chaque élément peut comporter un système de guidage 140 comportant au moins une bielle amont et au moins une bielle aval. Le système de guidage 140 comporte notamment quatre bielles amont, de préférence deux bielles amont 160, et notamment quatre bielles aval, de préférence deux bielles aval 162.
Dans le cas où la structure interne 109 comporte deux éléments 120, deux bielles amont et aval qui peuvent être montées à 12h reliant ainsi le turboréacteur 105 et le premier élément 120. On entend par « monté à 12h », un dispositif monté sur la partie du turboréacteur destinée à être proche du mât de suspension de la nacelle 100 sous l'aile de l'aéronef. De même, deux bielles amont et aval (non représentées) peuvent être montées à 6 h reliant le deuxième élément au turboréacteur 105. On entend ici par « monté à 6h », un dispositif monté diamétralement opposé par rapport aux bielles disposées à 12h. Dans le cas où la structure interne 109 est composée de plus de deux éléments, chaque élément comporte typiquement le même nombre de bielles disposées de manière adéquate par rapport aux bielles du premier élément. Dans le cas particulier où la structure interne 109 ne comporte qu'un élément et où le système de guidage 140 ne comporte qu'une bielle amont et qu'une bielle aval, il peut être avantageux de relier la structure interne 109 à une partie du mât de suspension.
Afin de permettre un déplacement de la structure interne 109 en combinant un mouvement de translation et de rotation, les deux bielles amont et aval 160 et 162 sont de longueurs différentes. Les bielles aval 160 et amont 162 ont typiquement une longueur comprise entre 0,5 et 1 m, notamment comprise entre 0,75 et 0,85m. Typiquement, la bielle amont 162 a une longueur supérieure de 10 à 20% à la longueur de la bielle avale 160. De plus, les bielles 160 et 162 relient la structure interne 109 à la partie aval 111 du turboréacteur de sorte que les axes respectifs des bielles 160 et 162 sont contenus dans des plans parallèles à l'axe 163 du turboréacteur 105 sans que lesdits axes ne soient parallèles entre eux.
Les bielles ainsi disposées 160 et 162 permettent avantageusement de suivre au plus près le profil du turboréacteur 105.
Selon les modes de réalisations représentés aux figures 11 à 14, le système de guidage 140 comporte au moins une bielle destinée à relier la partie aval 111 du turboréacteur et la structure interne 109, et au moins un moyen de coulissement, apte à coulisser dans une glissière correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur 105 ou sur une partie du mât de suspension. Dans le cas où la structure interne 109 comporte plusieurs éléments 120, chaque élément peut comporter au moins une bielle et au moins un moyen de coulissement tels que définis précédemment. Le système de guidage 140 comporte notamment deux bielles, de manière préférentielle une bielle 170, et notamment deux moyens de coulissement, préférentiellement un moyen de coulissement 172. Typiquement, le ou les moyens de coulissement est(sont) au moins un coulisseau, au moins un patin ou tout autre moyen connu de l'homme du métier.
Dans le cas où la partie interne 109 comporte au moins deux éléments 120, le système de guidage 140 relie lesdits éléments 120 à la partie aval 111 du turboréacteur ou du mât de suspension. Dans le cas particulier où la partie interne 109 ne comporte qu'un élément et où le système de guidage 140 ne comporte qu'une bielle 170 et qu'un moyen de coulissement 172, il peut être avantageux de relier l'élément de la structure interne 109 à une partie du mât de suspension. En outre, les éléments 120 présentent l'avantage de pouvoir se déplacer de manière simultanée.
Dans le cas où la structure interne 109 comporte deux éléments 120, le système de guidage 140 peut comporter deux bielles dont l'une est disposée à 12h et l'autre à 6h par rapport au turboréacteur 105, chaque bielle reliant un élément. De même, le système de guidage 140 peut comporter deux moyens de coulissement coulissant dans des glissières situées à 12h et à 6h dont les axes sont dans un plan parallèle à l'axe 173 du turboréacteur 105, chaque moyen de coulissement appartenant à un élément. De même que pour le mode de réalisation précédent, dans le cas où la structure interne 109 est composée de plus de deux éléments, chaque élément comporte typiquement le même nombre de bielles disposées de manière adéquate par rapport aux bielles du premier élément.
De manière préférée, un pivot 174 relie la glissière 172 à la structure interne 109 permettant de déplacer la structure interne 109 au plus près du profil du turboréacteur 105.
Préférentiellement, l'axe de chaque glissière 172 est contenu dans un plan parallèle à l'axe 173 du turboréacteur permettant d'obtenir un recul plus important encore vers l'aval de la structure interne 109.
Selon le mode de réalisation représenté aux figures 15 à 18, le système de guidage 140 comporte au moins un moyen de coulissement aval et au moins un moyen de coulissement amont reliés à la structure interne 109 et aptes à coulisser chacun dans une glissière correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur 105 ou sur une partie du mât de suspension, et au moins un pivot reliant chaque glissière à la structure interne 109, permettant de dégager encore davantage vers l'aval la structure interne 109. Dans le cas où la structure interne 109 comporte plusieurs éléments 120, chaque élément peut comporter un système de guidage comportant au moins un moyen de coulissement aval et au moins un moyen de coulissement amont tels que définis précédemment. Le système de guidage 140 comporte notamment quatre moyens de coulissement aval, de préférence deux, et notamment quatre moyens de coulissement amont, de préférence deux qui sont aptes à coulisser dans une glissière correspondante 180 et 182. Par ailleurs, le système de guidage 140 comporte notamment huit pivots, de préférence quatre pivots 184 et 186.
Les moyens de coulissement aval et amont sont configurés de sorte à coulisser sur ou dans les glissières 180 et 182. Typiquement, les moyens de coulissement sont des coulisseaux, des patins ou tout autre moyen connu de l'homme du métier.
Selon un mode de réalisation, les axes des deux glissières 180 et 182 ne sont pas parallèles entre eux. Cependant, l'axe de chaque glissière 180, 182 est contenu dans un plan parallèle à l'axe 183 du turboréacteur 105.
Dans le cas où la structure interne 109 comporte deux éléments 120, le système de guidage 140 peut comporter deux moyens de coulissement coulissant dans des glissières situées à 12h et à 6h dont les axes sont dans un plan parallèle à l'axe du turboréacteur 105, chaque moyen de coulissement appartenant à un élément. De même que pour les modes de réalisation précédents, dans le cas où la structure interne 109 est composée de plus de deux éléments, chaque élément comporte typiquement le même nombre de moyens de coulissement disposés de manière adéquate par rapport aux moyens de coulissement du premier élément. Dans le cas particulier où la structure interne 109 ne comporte qu'un élément et où le système de guidage 140 ne comporte qu'une glissière amont et qu'une glissière aval, il peut être avantageux de relier l'élément de la structure interne 109 à une partie du mât de suspension.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 19, en position de travail, la structure interne 109 comporte au moins un dispositif de verrouillage 190 ce qui permet de sécuriser la nacelle lorsque l'aéronef est en fonctionnement. Le dispositif de verrouillage 190 comporte par exemple un ou plusieurs verrous 192 disposés notamment sur le carter du turboréacteur 105 et/ou un ou plusieurs verrous 194 sur le mât de suspension ou sur la partie symétrique de la structure interne 109.
De plus, d'une manière préférée, le dispositif de verrouillage 190 est activable par l'entremise d'un câble flexible non représenté d'actionnement d'aval en amont de la structure interne 109. Ainsi, l'actionnement du dispositif de verrouillage 190 s'effectue de manière aisée et, éventuellement, à distance.

Claims

REVENDICATIONS
1. Nacelle (100) pour turboréacteur d'un aéronef, comportant une structure aval comprenant : - une structure externe (106),
- une structure interne (109) concentrique destinée à entourer une partie aval (111 ) du turboréacteur et comprenant une section amont de diamètre relativement petit (113) et une section aval de diamètre relativement grand (114), ladite structure interne (109) définissant avec la structure externe (106) un canal annulaire d'écoulement (108), et
- un système de guidage (140) destiné à relier la structure interne (109) et la partie aval (111) du turboréacteur ou une partie d'un mât de suspension, caractérisée en ce que le système de guidage (140) comprend des moyens pour combiner un mouvement de translation et de rotation d'au moins une partie de ladite structure interne (109) entre une position de travail dans laquelle la structure interne (109) fait office de carénage de la partie aval (111 ) du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne (109) découvre ladite partie aval (111 ) du turboréacteur, permettant le déplacement de ladite partie de la structure interne (109) suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit (113) puis de la section aval de diamètre relativement grand (114).
2. Nacelle (100) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la structure interne (109) est réalisée sous la forme d'au moins deux éléments (120, 122).
3. Nacelle (100) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les éléments (120, 122) sont situés de part et d'autre d'un plan de symétrie longitudinal (123) de la nacelle.
4. Nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le système de guidage (140) comporte au moins une bielle amont (160) et au moins une bielle aval (162) de longueur différente et destinées à relier la structure interne (109) à la partie aval (111 ) du turboréacteur ou à une partie du mât de suspension de sorte que les axes respectifs desdites bielles soient contenus dans des plans parallèles à l'axe (163) du turboréacteur sans que lesdits axes soient parallèles entre eux.
5. Nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le système de guidage (140) comporte au moins une bielle (170) destinée à relier la structure interne (109) et la partie aval (111) du turboréacteur ou une partie du mât de suspension, et au moins un moyen de coulissement apte à coulisser dans une glissière (172) correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur (105) ou sur une partie du mât de suspension.
6. Nacelle (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu'un pivot (174) relie la glissière (172) à la structure interne (109).
7. Nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications 5 ou 6 caractérisée en ce que l'axe de chaque glissière (172) est contenu dans un plan parallèle à l'axe (173) du turboréacteur.
8. Nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le système de guidage (140) comporte au moins un moyen de coulissement aval et au moins un moyen de coulissement amont reliés à la structure interne (109) et aptes à coulisser chacun dans une glissière (180, 182) correspondante destinée à être montée sur le turboréacteur (105) ou sur une partie du mât de suspension, et au moins un pivot (184, 186) reliant chaque glissière à la structure interne (109).
9. Nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la structure interne (109) comporte au moins un dispositif de verrouillage (190) en position de travail.
10. Nacelle (100) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que ledit dispositif de verrouillage (190) est activable par l'entremise d'un câble flexible d'actionnement d'aval en amont de la structure interne (109).
11. Turboréacteur double flux (105) destiné à être inséré dans une nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, comportant une partie aval (111) comprenant une section amont de diamètre relativement petit et une section aval de diamètre relativement grand, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de montage montés sur la partie aval et configurés pour coopérer avec le système de guidage (140) de la structure interne (109) de la nacelle de sorte que la structure interne (109) se déplace en combinant un mouvement de rotation et de translation suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit puis de la section aval de diamètre relativement grand entre une position de travail dans laquelle la structure interne (109) fait office de carénage de la partie aval (111) du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne (109) découvre ladite partie aval (111 ) du turboréacteur.
12. Turboréacteur (105) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les moyens de montage comportent des rails ou des glissières (172 ; 180, 182) aptes à coopérer avec le système de guidage (140) de la structure interne (109) de la nacelle.
13. Mât de suspension destiné à rattacher un turboréacteur (105) à une aile d'un aéronef, ledit turboréacteur (105) étant sensiblement entouré par une nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de montage configurés pour coopérer avec le système de guidage (140) de la structure interne (109) de la nacelle de sorte qu'au moins une partie de ladite structure interne (109) combine un mouvement de translation et de rotation entre une position de travail dans laquelle la structure interne (109) fait office de carénage de la partie aval (111 ) du turboréacteur et une position de maintenance dans laquelle la structure interne (109) découvre ladite partie aval (111 ) du turboréacteur, permettant le déplacement de ladite structure interne (109) suivant le profil de la section amont de diamètre relativement petit (113) puis de la section aval de diamètre relativement grand (114).
14. Mât selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les moyens de montage comportent des rails ou des glissières aptes à coopérer avec le système de guidage (140) de la structure interne (109) de la nacelle.
15. Ensemble propulsif pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend, d'une part, un turboréacteur (105) selon l'une quelconque des revendications 11 ou 12 ou un mât selon l'une quelconque des revendications 13 ou 14 et, d'autre part, une nacelle (100) correspondante selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
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