WO2011107682A2 - Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur - Google Patents

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WO2011107682A2
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nacelle
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composite wall
assembly
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Pascal Mer
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • 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
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    • Y10T137/6851—With casing, support, protector or static constructional installations
    • Y10T137/7036—Jacketed

Definitions

  • the present invention relates to a cooling assembly for a component of a nacelle for turbojet engine, said assembly comprising at least one composite wall separating a cold zone and a hot zone comprising said component.
  • the present invention also relates to a turbojet nacell e comprising a component intended to be cooled and such a cooling assembly.
  • An aircraft is driven by one or more turbojets each housed in a nacelle.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, an intermediate assembly intended to surround a fan of the turbojet engine, a rear assembly that can incorporate thrust reverser means and being intended to surround the combustion chamber. and all or part of the turbojet compressor and turbine shelves.
  • the nacelle is generally terminated by an ejection nozzle whose outlet is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbojet engine capable of generating, on the one hand, a hot air flow, also called “primary flow”, from the combustion chamber of the turbojet engine, and circulating in a space delimited by a substantially tubular compartment called “core compartment”, and secondly, a cold air flow, also called “secondary flow”, from the fan and circulating outside the turbojet through an annular passage, also called “vein”, formed between an internal structure defining a fairing of the turbojet engine and the outer structure of the nacelle protecting the nacelle from the outside.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • Part of the walls of the nacelle separates a first zone called “cold zone” and a second zone called “hot zone", said cold zone being colder than said hot zone.
  • Some components in the hot zone may be damaged by the thermal stress caused by the difference in temperature between the hot zone and the cold zone. In particular, this is the case for components such as damping and stopping devices, for example "bumper", placed in the core compartment of the nacelle on the wall of the fixed internal structure of the reversing device. thrust.
  • the use of dropping allows to imitate the displacements of the elements forming the fixed internal structure of the thrust reverser.
  • the cold air pressure present in the cold zone is not always sufficient to cool the components.
  • the components are then protected by a thermal envelope consisting of two strips of stainless steel and an insulating material.
  • the cooling can be enhanced by conduction, when the wall is made of a heat conductive material, such as aluminum.
  • An object of the present invention is therefore to provide a cooling assembly for a turbojet engine nacelle comprising a composite wall separating a cold zone from a hot zone, said assembly being capable of effectively cooling a component disposed in the hot zone, without penalizing the thrust output of the nacelle.
  • the subject of the invention is a cooling unit for a component of a nacel for a turbojet, said assembly comprising at least one composite wall separating a cold zone and a hot zone comprising said component, characterized in that it comprises at least one opening made in said composite wall and a thermal conductive interface element disposed on the composite wall in order to obstruct said opening or openings, said element being intended to be associated with said component .
  • the present invention provides a simple and effective way to cool any component disposed in the hot zone through the opening in the wall that is obstructed by the thermal conductive interface element that allows heat exchange with the component.
  • the present invention also allows a gain in mass of the nacelle since it is possible to use walls of composite material.
  • the assembly of the invention comprises one or more of the following optional characteristics considered alone or according to all the possible combinations:
  • the interface element has a shape in aerodynamic continuity of the remainder of the composite wall in the vicinity of the opening or openings;
  • the interface element comprises ends configured to be fixed on the composite wall by fixing means
  • the interface element is made of aluminum or any other material having a thermal conductivity at least equivalent to that of aluminum;
  • At least one wedge is interposed between the ends of the interface element and the composite wall;
  • the interface element is coated with an envelope made of a thermal conductive material;
  • the thermal conductive material is chosen from aluminum or any other material having a thermal conductivity at least equivalent to that of aluminum.
  • the subject of the invention is a turbojet engine nacelle comprising at least one component and at least one cooling assembly according to the invention, said assembly being intended for cooling said component.
  • the interface element forms the support of a damping and stopping device fixed on the wall of the fixed internal structure, said device being intended to be mounted in the hot zone.
  • FIG. 1 is a longitudinal section of an embodiment of a nacelle of the invention
  • FIG. 2 is a simplified cross-section of the nacelle of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a front perspective view of an embodiment of a cooling assembly comprising a composite wall of the fixed internal structure of a nacelle and an interface element in the form of a support of a damping and stopping device mounted on said wall;
  • FIG. 4 is a rear perspective view of the wall and of the damping and stopping device of FIG. 3;
  • Figure 5 is a cross-section of the embodiment of the cooling assembly of Figure 3;
  • FIG. 6 is a cross-section of a variant of FIG.
  • a nacelle 1 As represented in FIG. 1, a nacelle 1 according to the invention comprises an air inlet lip 2, a median structure 3 surrounding a fan 4 of a turbojet engine 5 and a downstream assembly 6.
  • the downstream assembly 6 comprises a fixed internal structure 7 (IFS) surrounding the upstream part of the turbojet engine 5, an external fixed structure (OFS) 9 and a movable cowl (not shown) having thrust reversal means.
  • IFS fixed internal structure 7
  • OFS external fixed structure
  • the I FS 7 and the FSO 9 delimit a vein 8 allowing the passage of a cold air stream penetrating the nacelle 1 of the invention at the level of the air inlet lip 2.
  • the vein 8 corresponds to a cold zone.
  • the temperature inside the vein 8 is between -50 ° C and 100 ° C.
  • a suspension pylon (not shown in FIG. 1) supports the turbojet engine 5 and the nacelle 1 of the invention.
  • the nacelle 1 of the invention ends with an ejection nozzle 10 comprising an external module 12 and an internal module 14.
  • the inner and outer modules 14 and 14 define a primary air flow flow channel
  • the core compartment 16 is defined as a hot zone comprising the turbojet engine 5 generating the circulation of the primary hot air flow and the flow channel of the said primary air stream 15.
  • the temperature inside the core compartment 16 is typically between 100 ° C and
  • Said core compartment 16 is surrounded by
  • the IFS 7 is formed of a wall of composite material, in particular in the form of at least one panel.
  • the wall of the IFS 7 thus separates a cold zone, the vein 8 in which circulates a flow of cold air, and a hot zone, the core compartment 16.
  • the panel can be of the sandwich type in bee n id ( NI DA) taken between two composite layers possibly pierced acoustically cold side side, namely the vein 8.
  • the composite material may be selected from a material comprising a mixture of carbon and epoxy or carbon and BMI or other composite.
  • the IFS 7 can be made in a multitude of articulated structures to each other, in particular in two fixed internal half-structures articulated in the 12-2 position when the nacelle 1 of the invention is seen from face, namely at the attachment mast 21 of the nacelle and locked in the 6 o'clock position when the nacelle 1 of the invention is seen face, ie diametrically opposed to the location of said mast 21.
  • the wall 20 of each half-structure thus separates a cold zone 8 from a hot zone 16.
  • the IFS 7 typically comprises at least one damping and stopping device 23, also known as a "bumper", which makes it possible to limit the displacement of the two fixed internal half-structures, in particular the walls 20.
  • damping and stopping device 23 also known as a "bumper”
  • a plurality of damping and stopping devices 23 can be installed in the 6 o'clock position and in the 12 o'clock position, in particular three in the 6 o'clock position and three in the 12 o'clock position.
  • each damping and stopping device 23 comprises a head 25 configured to abut another abutment mounted on the wall 20 of one of the two internal half-structures.
  • the head 25 is mounted on a support 27 fixed on said wall 20 of the internal half-structure.
  • the cooling assembly 30 of the invention comprises at least one composite wall 20 in which at least one opening 31 is formed, and a thermal conducting interface element 33 which is arranged on the wall in order to obstruct said opening 31, said thermal conductive element 33 being associated with the component to be cooled, in this case with the device 23.
  • the component can also be any nacelle and / or engine equipment installed in a hot zone near a cold zone.
  • the cold zone 8 is typically colder than the hot zone 16. In other words, the average temperature of the cold zone 8 is lower than the average temperature of the hot zone 16.
  • the present invention thus makes it possible in a simple and effective manner to cool a component 23 disposed in an area ch aud e 1 6, icile compartment core, associated with a thermal conductive element 33 which allows a heat exchange for closing one or more openings 31 present in the composite wall 20.
  • the present invention also allows a gain in mass of the nacelle 1 of the invention since it is possible to use composite walls for cooling components.
  • the interface element 33 may be attached to said component 3 or be formed of material with the latter.
  • the interface element 33 can form the support 27 which is configured to obstruct said aperture (s) 31.
  • the assembly 30 of the invention comprises a single opening 31. It is possible that said assembly 30 comprises a plurality of openings 31.
  • the opening or openings 31 may have any shape and have any size.
  • the interface element 33 can obstruct a single opening 31 of dimension substantially equal to or slightly smaller than that of the interface element 33 (see FIG. 5).
  • the interface element can also obstruct a plurality of openings of dimension much smaller than that of the interface element.
  • the interface element 33 may have an aerodynamic continuity shape of the remainder of the composite wall 20.
  • the flow of air flowing in the cold zone 8 is not disturbed by the presence of the interface element 33.
  • the interface element 33 may be made of a thermally conductive material selected from aluminum or any other material having a thermal conductivity at least equivalent to that of aluminum.
  • the interface element 33 may comprise ends configured 41 to be fixed on the composite wall 20 of each fixed half-structure by fixing means.
  • the ends 41 may have a shape substantially complementary to the surface of the composite wall 20 on which said ends 41 are intended to be fixed.
  • the fixing means may be permanent type, targeted or blind and include countersunk heads, including a dozen countersunk heads.
  • At least one shim 43 is interposed between the ends 41 of the interface element and the composite wall 20.
  • the presence of the wedge 43 can absorb any aerodynamic defect.
  • the wedge 43 may be made of aluminum, titanium or steel and a peelable, mixed or solid process.
  • the interface element 33 may be protected by a casing made of a thermal conductive material of the stainless steel casing type. Therefore, it avoids too high temperature rise within the interface element 33, which allows to regulate the heat in the latter more easily.
  • the thermal conductive material may be cho isi among aluminum or any other material having a thermal conductivity at least equivalent to that of aluminum.

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Abstract

L'invention se rapporte à un ensemble de refroidissement (30) pour un composant (23) d'une nacelle pour turboréacteur, ledit ensemble (30) comprenant au moins une paroi composite (20) séparant une zone froide (8) et une zone chaude (16) comprenant ledit composant (23), ledit ensemble (30) comportant au moins une ouverture (31) pratiquée dans ladite paroi composite (20) et un élément d'interface (33) conducteur thermique disposé sur la paroi composite (20), afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures (31), ledit élément (33) étant destiné à être associé audit composant (23). L'invention se rapporte également à une nacelle comportant un composant (23) destiné à être refroidi et un tel ensemble de refroidissement (30).

Description

Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur
La présente invention concerne un ensemble de refroidissement pour u n composant d'une nacelle pour turboréacteu r, ledit ensemble comprenant au moins une paroi composite séparant une zone froide et une zone chaude comprenant ledit composant.
La présente invention concerne également une nacell e pour turboréacteur comportant un composant destiné à être refroidi et un tel ensemble de refroidissement.
Un aéronef est mû par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, un ensemble intermédiaire destiné à entourer une soufflante du turboréacteur, un ensemble arrière pouvant intégrer des moyens d'inversion de poussée et étant destiné à entourer la chambre de combustion et tout ou pa rtie d es étag es d e compresseur et de turbine du turboréacteur. La nacelle est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à engendrer, d'une part, un flux d'air chaud, également appelé « flux primaire », issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et circulant dans un espace délimité par un compartiment de forme sensiblement tubulaire appelé « compartiment core » , et d 'autre part, un flux d'air froid, également appelé « flux secondaire », issu de la soufflante et circulant à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé « veine », formé entre une structure interne défin issant un carénage du turboréacteur et la structure externe de la nacelle protégeant la nacelle de l'extérieur. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Une partie des parois de la nacelle sépare une première zone dite « zone froide » et une seconde zone dite «zone chaude », ladite zone froide étant plus froide que ladite zone chaude. Certains composants situés dans la zone chaude peuvent être endommagés par la contrainte thermique engendrée par la différence de température entre la zone chaude et la zone froide. En particulier, ceci est le cas des composants tels que des dispositifs d'amortissement et d'arrêt, a p pe l és « bumper », d i s posés d a n s l e compartiment core de la nacelle sur la paroi de la structure interne fixe de l'inverseur de poussée. L'util isation de bu mper permet de l im iter les déplacements des éléments formant la structure interne fixe de l'inverseur de poussée.
Pour ventiler de tels composants, il est connu d'utiliser des écopes dynamiques prélevant de l'air froid dans la zone froide et de protéger le composant par une enveloppe de type tôle chaudronnée. Cependant, l'utilisation d'écope suppose le prélèvement d'air froid qui diminue le rendement de poussée de la nacelle.
En outre, dans certains cas, la pression de l'air froid présente dans la zone froide n'est pas toujours suffisante pour refroidir les composants. Les composants sont alors protégés par une enveloppe thermique composée de deux feuillards en inox et d'un matériau isolant. Le refroidissement peut être renforcé par conduction , lorsque la paroi est réal isée dans un matériau conducteur thermique, comme l'aluminium.
Cependant, pour alléger la nacelle, de nombreuses parois sont réal isées dans un matériau compos ite tel q u e l ' époxy ou l e B M I . Le refroidissement ne peut donc plus se faire par conduction, du fait de la faible conductivité du composite.
Un but de la présente invention est donc de fournir un ensemble de refroidissement pour une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi composite séparant une zone froide d'une zone chaude, ledit ensemble étant capable de refroidir efficacement un composant disposé dans la zone chaude, sans pénaliser le rendement de poussée de la nacelle. A cet effet, selon un premier aspect, l'invention a pour objet un ensemble de refroid issement pou r un com posant d 'une nacel le pour turboréacteur, ledit ensemble comprenant au moins une paroi composite séparant une zone froide et une zone chaude comprenant ledit composant, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une ouverture pratiquée dans ladite paroi composite et un élément d'interface conducteur thermique disposé sur la paroi composite afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures, ledit élément étant destiné à être associé audit composant.
La présente invention permet de manière simple et efficace de refroidir tout composant disposé dans la zone chaude grâce à l'ouverture présente dans la paroi qui est obstruée par l'élément d'interface conducteur thermique qui permet l'échange de chaleur avec le composant.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement afin de refroidir le composant et la paroi composite. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle puisqu'il est possible d'utiliser des parois en matériau composite.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, l'ensemble de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles :
- l'élément d'interface a une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite au voisinage de la ou des ouvertures ;
- l'élément d'interface comprend des extrémités configurées pour être fixées sur la paroi composite par des moyens de fixation ;
- l'élément d'interface est réal isé en aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium ;
- au moins une cale est intercalée entre les extrémités de l'élément d'interface et la paroi composite ;
- l'élément d'interface est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique ; - le matériau conducteur thermique est choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet une nacelle pour turboréacteur comportant au moins un composant et au moins un ensemble de refroidissement selon l'invention, ledit ensemble étant destiné à refroidir ledit composant.
De préférence, la paroi composite dudit ensemble est la paroi d'une structure interne fixe d'inverseur de poussée.
De préférence, l'élément d'interface forme le support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt fixé sur la paroi de la structure interne fixe, ledit dispositif étant destiné à être monté dans la zone chaude.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées :
- la figure 1 est une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'une nacelle de l'invention ;
- la figure 2 est une coupe transversale simplifiée de la nacelle de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue avant en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble de refroidissement comprenant une paroi composite de la structure interne fixe d'une nacelle et un élément d'interface sous la forme d'un support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt monté sur ladite paroi ;
- la figure 4 est une vue arrière en perspective de la paroi et du dispositif d'amortissement et d'arrêt de la figure 3 ;
- la figure 5 est une coupe transversale du mode de réal isation de l'ensemble de refroidissement de la figure 3 ;
- la figure 6 est une coupe transversale d'une variante de la figure 5.
Comme représenté sur la figure 1 , une nacelle 1 selon l'invention comprend une lèvre d'entrée d'air 2, une structure médiane 3 entourant une soufflante 4 d'un turboréacteur 5 et un ensemble aval 6. L'ensemble aval 6 comprend une structure interne fixe 7 (IFS) entourant la partie amont du turboréacteur 5, une structure externe fixe (OFS) 9 et un capot mobile (non représenté) comportant des moyens d'inversion de poussée.
L' I FS 7 et l'OFS 9 délimitent une veine 8 permettant le passage d'un flux d'air froid pénétrant la nacelle 1 de l'invention au niveau de la lèvre d'entrée d'air 2. La veine 8 correspond à une zone froide. Typiquement, la température à l'intérieur de la veine 8 est comprise entre -50°C et 100 °C.
Un mât de suspension (non représenté sur la figure 1 ) supporte le turboréacteur 5 et la nacelle 1 de l'invention.
La nacelle 1 de l'invention se termine par une tuyère d'éjection 10 comprenant un module externe 12 et un module interne 14. Les modules interne 14 et externe 12 définissent un canal d'écoulement de flux d'air primaire
15, dit chaud, sortant du turboréacteur 5.
On d éfin it le compartiment core 16 comme une zone chaude comprenant le turboréacteur 5 engendrant la circulation du flux d'air chaud primaire et le canal d'écoulement dudit flux d'air primaire 15. La température à l'intérieur du compartiment core 16 est typiquement comprise entre 1 00°C et
400°C (à laquelle il faut ajouter l'impact du rayonnement du carter moteur températures allant jusqu'à 750°C). Ledit compartiment core 16 est entouré par
NFS 7.
De manière plus précise, l'IFS 7 est formée d'une paroi en matériau composite, notamment sous la forme d'au moins un panneau. La paroi de l'IFS 7 sépare ainsi une zone froide, la veine 8 dans laquelle circule un flux d'air froid, et une zone chaude, le compartiment core 16. Le panneau peut être du type sandwich en n id d'abeille (N I DA) pris entre deux couches composites éventuellement percées acoustiquement côté zone froide, à savoir la veine 8.
Le matériau com pos ite peut être chois i pa rm i un matériau comprenant un mélange de carbone et d'époxy ou de carbone et de BMI ou de tout autre composite.
Comme représentée sur la figure 2, l'IFS 7 peut être réalisée en une multitude de structures articulées les unes aux autres, notamment en deux demi-structures internes fixes articulées en position 1 2 h lorsque la nacelle 1 de l'invention est vue de face, à savoir au niveau du mât d'accrochage 21 de la nacelle et verrouillée en position 6h lorsque la nacelle 1 de l'invention est vue de face, à savoir diamétralement opposée à l'emplacement dudit mât 21 . La paroi 20 de chaque demi-structure sépare donc une zone froide 8 d'une zone chaude 16.
L'IFS 7 comporte typiquement au moins un dispositif d'amortissement et d'arrêt 23, aussi appelé « bumper », permettant de limiter le déplacement des deux demi-structures internes fixes, notamment des parois 20. En effet, il existe des contraintes mécaniques notamment au niveau des positions 6h et 1 2h entraînant des déplacements desdites parois 20 des demi- structures internes fixes.
Une pluralité de dispositifs d'amortissement et d'arrêt 23 peuvent être installés en position 6h et en position 12h, notamment trois en position 6h et trois en position 12h.
Comme représenté sur la figure 3, chaque dispositif d'amortissement et d'arrêt 23 comporte une tête 25 configurée pour butée contre une autre butée montée sur la paroi 20 d'une des deux demi-structures internes. La tête 25 est montée sur un support 27 fixé sur ladite paroi 20 de la demi-structure interne.
Selon l'invention et comme représenté sur les figures 3 à 5, l'ensemble de refroidissement 30 de l'invention comprend au moins une paroi composite 20 dans laquelle est formée au moins une ouverture 31 , et un élément d'interface conducteur thermique 33 qui est disposé sur la paroi afin d'obstruer ladite ouverture 31 , ledit élément conducteur thermique 33 étant associé au composant à refroidir, dans le cas présent au dispositif 23.
Dans des variantes, le com posant peut également être tout équipement nacelle et/ou moteur installé dans une zone chaude à proximité d'une zone froide.
La zone froide 8 est typiquement plus froide que la zone chaude 16. Autrement dit, la température moyenne de la zone froide 8 est inférieure à la température moyenne de la zone chaude 16.
La présente invention permet ainsi de manière simple et efficace de refroidir un composant 23 d isposé d a n s u n e zone ch aud e 1 6 , i c i l e compartiment core, associé à un élément conducteur thermique 33 qui autorise u n échange de chaleur destiné à obturer une ou plusieurs ouvertures 31 présentes dans la paroi composite 20.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement cher, lourd et volumineux afin de refroidir le composant 23. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le rendement de poussée de la nacelle 1 de l'invention. En effet, le flux circulant dans la zone froide, la veine 8, n'est pas perturbé par la présence d'un tel ensemble de refroidissement 30.
La présente invention permet également un gain en masse de la nacelle 1 de l'invention puisqu'il est possible d'utiliser des parois en composite permettant le refroidissement de composants.
L'élément d'interface 33 peut être rapporté sur ledit composant 3 ou bien être formé de matière avec ce dernier. Ainsi, dans le cas d'un dispositif d'amortisseur et d'arrêt 23, l'élément d'interface 33 peut former le support 27 qui est configuré pour obstruer ladite ou lesdites ouvertures 31 .
Sur les figures 3 à 6, l'ensemble 30 de l'invention comporte une unique ouverture 31 . Il est possible que ledit ensemble 30 comporte une pluralité d'ouvertures 31 .
La ou les ouvertures 31 peuvent avoir toute forme et présenter toute dimension . En particulier, l'élément d'interface 33 peut obstruer une unique ouverture 31 de dimension sensiblement égale ou légèrement inférieure à celle de l'élément d'interface 33 (voir fig ure 5). Dans une variante non représentée, l'élément d'interface peut également obstruer u ne pl ural ité d'ouvertures de dimension très inférieure à celle de l'élément d'interface.
De préférence, l'élément d'interface 33 peut avoir une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite 20. Ainsi, de manière avantageuse, le flux d'air circulant dans la zone froide 8 n'est pas perturbé par la présence de l'élément d'interface 33.
L'élément d'interface 33 pe ut être réalisé dans un matériau conducteur thermiq ue choisi parm i l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité therm ique au moins éq u ivalente à cel le de l'aluminium. L'élément d'interface 33 peut comprendre des extrémités configurées 41 pour être fixées sur la paroi composite 20 de chaque demi- structure fixe par des moyens de fixation. Les extrémités 41 peuvent présenter une forme sensiblement complémentaire à la surface de la paroi composite 20 sur laquelle lesdites extrémités 41 sont destinées à être fixées. Les moyens de fixation peuvent être de type permanent, visés ou aveugles et comporter des têtes fraisées, notamment une dizaine de têtes fraisées.
Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 6, au moins une cale 43 est intercalée entre les extrémités 41 de l'élément d'interface et la paroi composite 20. La présence de la cale 43 permet d'absorber tout défaut aérodynamique. La cale 43 peut être réalisée en aluminium, titane ou acier et d'un procédé pelable, mixte ou solide.
Selon une variante, l'élément d'interface 33 peut être protégé par une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur therm ique de type capotage inox. De ce fait, on évite une trop forte élévation de température au sein de l'élément d'interface 33, ce qui permet de réguler la chaleur dans ce dernier de manière plus aisée.
Le matériau conducteur thermique peut être cho isi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Nacelle (1 ) pour turboréacteur (5) comportant une structure interne fixe (7) d'inverseur de poussée, au moins un composant (23) destiné à être refroidi et au moins un ensemble de refroidissement (30) destiné à refroidir ledit composant (23), ledit ensemble (30) comprenant au moins une paroi composite (20) formant la structure interne fixe (7) et séparant une zone froide (8) et une zone chaude (16) comprenant ledit composant (23), caractérisée en ce que l'ensemble de refroidissement (30) comporte au moins une ouverture (31 ) pratiquée dans ladite paroi composite (20) et un élément d'interface (33) conducteur thermique disposé sur la paroi composite (20) afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures (31 ), ledit élément (33) étant destiné à être associé audit composant (23).
2. Nacelle (1 ) selon la revendication précédente, dans laquelle l'élément d'interface (31 ) a une forme en continuité aérodynamique du reste de la paroi composite (20) au voisinage de la ou des ouvertures (31 ).
3. Nacel le (1 ) selon l 'u ne q uelconq ue des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) comprend des extrémités (41 ) configurées pour être fixées sur la paroi composite (20) par des moyens de fixation.
4. Nacelle (1 ) selon l 'u ne q uelconq ue des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) est réalisé en aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
5. Nacel le (1 ) selon l 'u ne q uelconq ue des revendications précédentes, dans laquelle au moins une cale (43) est intercalée entre les extrémités (41 ) de l'élément d'interface (33) et la paroi composite (20).
6. Nacel le (1 ) selon l 'u ne q uelconq ue des revendications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique.
7. Nacelle (1 ) selon la revendication précédente, dans laquelle le matériau conducteur thermique est choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de l'aluminium.
8. Nacelle (1 ) selon l 'une quelconque des revend ications précédentes, dans laquelle l'élément d'interface (33) forme le support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt (23) fixé sur la paroi (20) de la structure interne fixe (7), ledit dispositif (23) étant destiné à être monté dans la zone chaude (16).
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