WO2012045965A1 - Ensemble propulsif d'aéronef - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un ensemble propulsif d'aéronef comprenant au moins une nacelle (2) comprenant au moins un carter intermédiaire (7) et un cadre avant (25) destiné à être monté en aval d'une virole externe (12) dudit carter intermédiaire (7), ledit cadre avant (25) comprenant un bord de déviation et au moins un élément formant support directement ou indirectement d'au moins un moyen de déviation de flux (22) caractérisé en ce que le bord de déviation et ledit élément formant support sont intégrés à la virole externe (12) du carter intermédiaire (7).
Description
ENSEMBLE PROPULSIF D'AERONEF
La présente invention concerne un ensemble propulsif d'aéronef.
Un ensemble propulsif d'aéronef est formé par une nacelle et un turboréacteur et est destiné à être suspendu à une structure fixe de l'aéronef, par exemple sous une aile ou sur le fuselage, par l'intermédiaire d'un mât de suspension rattaché au turboréacteur ou à la nacelle.
Le turboréacteur comporte usuellement une section dite « amont » comprenant une soufflante munie d'aubes et une section dite « aval » abritant un générateur de gaz.
Les aubes de la soufflante sont entourées d'un carter permettant de monter ledit turboréacteur dans la nacelle.
La nacelle, q u ant à el le, présente une forme générale tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer la soufflante du turboréacteur, ainsi qu'une section aval abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer le générateur de gaz du turboréacteur. Une tuyère d'éjection des gaz peut prolonger en aval les moyens d'inversion de poussée.
Con cern ant les moyens d ' i nversion de poussée, ils permettent d'améliorer la capacité de freinage de l'aéronef en redirigeant vers l'amont au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. En jet inversé, les moyens d'inversion de poussée obstruent la tuyère d'éjection des gaz et dirigent le flux d'éjection du moteur vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'aéronef.
Une structure commune de moyens d'inversion de poussée comprend un capot dans lequel est ménagée une ouverture destinée au flux dévié qui, en situation de poussée directe des gaz, est fermée par le capot coulissant et qui, en situation d'inversion de poussée, est dégagée par déplacement en translation vers l'aval (par référence au sens d'écoulement des gaz) du capot coulissant, au moyen de vérins de déplacement, lesdits vérins de déplacement étant montés sur un cadre avant en amont de l'ouverture.
Dans les cas de charges de perte d'aube du carter, de fortes charges d 'avant en a rrière sont générées su r l'inverseur, ces charges sont reprises généralement par les vérins.
Afin de ne pas uniquement reporter tous ces efforts sur les points d'attache de la section aval sur le mât, le cadre avant est lié à l'extrémité aval du carter de soufflante du turboréacteur.
Dans une première variante de réalisation de structure d'inverseur appelée structure en « D-duct » c'est-à-dire réalisée en deux demi parties articulées en partie supérieure sur le mât, le maintien entre la section médiane de la nacelle et le cadre avant est réalisé par une partie mâle ou « vee blade », généralement portée par le cadre avant, coopérant avec une partie femelle ou « vee groove », généralement portée par un carter dit intermédiaire de la section médiane, la partie mâle fixée sur le cadre avant venant se refermer sur la partie femelle.
Dans une seconde variante de réalisation de structure d'inverseur 100 appelée structure en « O-duct » illustrée sur la figure 3, c'est à dire une section aval sous la forme d'un ensemble en une seule partie sans rupture de continuité structurale, une pièce intermédiaire 101 vient se refermer sur deux parties femelles 102 montées sur le carter intermédiaire 103 et le cadre avant 104, assurant ainsi la liaison entre le carter intermédiaire 103 et le cadre avant 104 de l'inverseur.
Or, dans ce type de liaison entre le carter intermédiaire et le cadre avant, un jeu fonctionnel existe entre les deux structures, ce qui perturbe dans une certaine mesure l'écoulement d u fl ux d'a i r et i m pacte , de ce fait, les performances aérodynamiques.
Une telle configuration présente également l'inconvénient d'alourdir la nacelle ainsi que de présenter un encombrement important, ce type de liaison ayant une influence sur la longueur de la nacelle.
Il existe donc un besoin de réduire la masse de la nacelle.
Par ailleurs, lors des opérations de maintenance, dans une structure d'inverseur en O-duct notamment, il est connu d'accéder à l'intérieur de la nacelle, et notamment au turboréacteur ou à une structure interne de l'inverseur en dissociant la structure externe de la section aval de la nacelle de la structure interne concentrique de cette dernière et de translater la structure externe vers l'aval de manière à permettre un accès au corps moteur
Dans une alternative, le capot mobile est translaté vers sa position de jet inverse puis des grilles de déviation montées sur la structure externe fixe et plus particulièrement sur le cadre avant sont déposées. Le turboréacteur est alors
accessible soit par la présence de trappes situées sur la structure interne soit par le déplacement latéral de cette dernière vers l'aval.
Un des inconvénients de cette configuration est la nécessité de déposer et de remonter les grilles, ce qui rend le travail de maintenance fastidieux et long.
Une autre alternative consiste à installer les grilles sur un cadre avant mobile. Lors des opérations de maintenance, le cadre avant est désaccouplé du carter intermédiaire et l'ensemble capot coulissant, cadre avant et grilles de déviation est sont translaté en aval de la nacelle pour donner l'accès au corps moteur.
Quel que soit le mode d'accès de maintenance retenu, de telles manipulations sont longues, peu aisées, et de plus impliquent d'installer des éléments de désaccouplement dans des zones fortement sollicitées structurellement.
L'accessibilité au moteur est également fastidieuse.
La présente invention vise à pallier les inconvénients précédemment mentionnés.
La présente invention a pour but de simplifier les agencements classiques, ceci notamment afin de ne pas alourdir la nacelle.
Un but de la présente invention est ainsi de fournir un ensemble propulsif d'aéronef plus simple à réaliser et présentant une masse plus faible.
Parallèlement à cet avantage, un autre but de la présente invention est de proposer un ensemble propulsif d'aéronef simple à mettre en œuvre et à utiliser lors d'opérations de maintenance.
Il est également désirable d'améliorer les performances aérodynamiques des ensembles propulsifs d'aéronef.
A cet effet, l'invention propose un ensemble propulsif d'aéronef comprenant au moins une nacelle comprenant au moins un carter intermédiaire et un cad re ava nt desti né à être monté en ava l d ' u ne vi role externe d ud it ca rter intermédiaire, ledit cadre avant comprenant un bord de déviation et un élément formant support directement ou indirectement d'au moins un moyen de déviation de flux caractérisé en ce que le bord de déviation et ledit élément formant support sont intégrés à la virole externe du carter intermédiaire.
Grâce à la présente invention, l'interface entre le cadre avant et le carter intermédiaire est simplifiée dans la mesure où toute liaison démontable est supprimée entre les deux éléments.
En outre, la diminution du nombre de pièces à cette interface permet de réduire la masse de la nacelle et les coûts de production associés mais également de réduire la longueur de cette dernière.
Par ailleurs , on supprime tout jeu entre le cadre avant et le carter intermédiaire, favorisant de meilleures performances aérodynamiques.
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 :
- la virole externe du carter intermédiaire, un caisson de torsion du cadre avant ou le bord de déviation muni de nervures radiales sont formés d'une seule pièce ;
- la totalité du cadre avant est intégré à la virole externe du carter intermédiaire, en une seule pièce ou non;
- le bord de déviation et ledit élément formant support du cadre avant et la virole externe du carter intermédiaire forment un élément structurel unique, ceci offre l'avantage de limiter le nombre d'opérations d'assemblage à réaliser lors du montage de la nacelle ;
- l'ensemble comprend, en outre, un turboréacteur logé dans la nacelle, le turboréacteur comprenant une soufflante entouré d'un carter, ledit carter de soufflante et une structure d'entrée d'air de la nacelle ou le carter de soufflante seul étant intégrés à la virole externe du carter intermédiaire en une seule pièce ou non, limitant d'autant plus la masse de la nacelle ;
- le carter intermédiaire comprenant, en outre, un moyeu et des aubes de redressement de flux et éventuellement des bras de liaison radiaux reliant le moyeu à la virole externe, le moyeu et/ou les aubes de redressement de flux et/ou les bras sont intégrés à la virole externe du carter intermédiaire, en une seule pièce ou non ;
- le bord de déviation, ledit élément formant support et la virole externe du carter intermédiaire sont en matériau composite, allégeant d'autant plus la nacelle et facilitant la réalisation de telles pièces ;
- au moins une partie du moyen de déviation de flux est détachable du cadre avant et translatable indépendamment de ce dernier lors d'une opération de maintenance dudit ensemble, ceci offrant l'avantage de supprimer tout dépôt des moyens de déviation lors des opérations de maintenance et accélère ces dernières;
- le moyen de déviation de flux et le cadre avant comprennent des moyens de verrouillage/déverrouillage complémentaires aptes à engager le moyen de déviation de flux avec le cadre avant en jet inversé et à détacher le moyen de déviation de flux du cadre avant lors d'une maintenance dudit ensemble, favorisant, ainsi, une liaison entre le cadre avant et le moyen de déviation optimale en jet inversé notamment et, facilement détachable lors des opérations de maintenance;
- l'ensemble comprend, en aval du cadre avant, un capot externe monté mobile en translation le long d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle, ledit capot étant apte à entraîner, une fois le moyen de déviation de flux détachés, en translation le moyen de déviation de flux lors d'une opération de maintenance ;
Ceci offre l'avantage de simplifier les dispositifs supplémentaires nécessaires pour les opérations de maintenance;
- l'ensemble comprend un ou des actionneurs destinés à déplacer le capot en translation le long d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle en aval du cadre avant vers au moins une position d'inversion de poussée, ledit capot étant apte à entraîner en translation un ou des actionneurs lors d'une opération de maintenance, ceci permettant d'offrir un accès plus important lors de la maintenance de l'ensemble.
La présente invention sera mieux comprise à la lumière de la description détaillée qui suit en regard des dessins annexés dans lesquels :
- La figure 1 est une représentation schématique partielle d'un ensemble propulsif d'aéronef ;
- La figure 2 est une représentation schématique partielle de la liaison d'un cadre avant de nacelle et d'un carter intermédiaire de l'ensemble propulsif d'aéronef de la figure 1 ;
- La figure 3 est une représentation de l'art antérieur en coupe longitudinale partielle d'une nacelle comprenant une structure aval d'inversion de poussée présentant un capot d'inversion en position de fermeture;
- La figure 4 est une vue en coupe longitudinale partielle d'une nacelle comprenant une structure aval d'inversion de poussée présentant un capot d'inversion en position de fermeture selon un premier mode de réalisation de la présente invention;
- la figure 5 est en coupe longitudinale partielle d'une nacelle comprenant une structure aval d'inversion de poussée présentant un capot d'inversion en position de fermeture selon un second mode de réalisation de la présente invention;
- les figures 6 et 7 sont des vues en coupe longitudinale de la nacelle de la figure 5 avec son capot d'inversion translaté vers l'aval, respectivement en position de jet inversé et en position de maintenance ;
- la figure 8 est une vue en coupe longitudinale d'une première variante de réalisation d'un cadre avant de la structure aval d'inversion de poussée des figures 3 à 6 ;
- la figure 9 est une vue en coupe longitudinale d'une seconde variante de réalisation d'un cadre avant de la structure aval d'inversion de poussée des figures 4 à 7 ;
Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
En référence à la figure 1 , un ensemble propulsif d'aéronef 1 comprend une nacelle 2 entourant un turboréacteur 3 qui présentent tous les deux un axe longitudinal principal A.
Com me cela est con n u en soi , le turboréacteur 3 comprend une soufflante 4 délivrant un flux d'air annulaire avec un flux primaire qui alimente le moteur 5 entraînant la soufflante 4 et un flux secondaire qu i est éjecté dans l'atmosphère tout en fournissant une fraction importante de la poussée de l'aéronef.
La soufflante 4 est contenue dans un carter extérieur 6 qui canalise vers l'aval le flux secondaire, ce flux traversant une roue formée par un carter intermédiaire 7 appartement à une section médiane de la nacelle 2.
Pour rappel, la nacelle 2 comprend typiquement une structure amont d'entrée d'air 8, une structure médiane 9 entourant des aubes 18 de la soufflante 4 du turboréacteur 3, et une structure aval 10 pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée 20.
Cette nacelle 2 comporte, par ailleurs, une structure interne 1 1 comportant un carénage 13 du moteur 5 en aval des aubes 18 de la soufflante 4 et qui définit, avec la structure aval 10, une veine d'air annulaire 17 au travers duquel le flux d'air secondaire est destiné à circuler, par opposition au flux primaire chaud engendré par le moteur 5.
La soufflante 4 est montée rotative sur un moyeu fixe 14 relié au carter de soufflante 6 par une pluralité de bras fixes 16 qui peuvent transmettre une partie des efforts entre le moteur 5 et son support.
En amont de ces bras fixes 16, entre le rotor de la soufflante 4 et les bras 16 se trouvent des aubes de redressement de flux 15, appelées aussi OGV (acronyme de « Outlet Guide Vanes »), permettant de redresser le flux secondaire engendré par la soufflante 4 et éventuellement de transmettre les efforts vers le carter de soufflante 6.
Le carter intermédiaire 7 est ainsi un élément structural qui comprend le moyeu 14, une virole externe annulaire 12, en contact avec le flux secondaire, et qui supporte la virole du carter de soufflante 6 et les bras 16 de liaison radiaux qui relient le moyeu 14 à la virole externe 12.
Il peut avoir une fonction structurale dans la mesure où les efforts sont transmis par son intermédiaire en particulier les moyens de fixation du moteur, s'ils ont accrochés sur ce carter, à la structure de l'aéronef dans la partie avant sont solidaires du carter intermédiaire 7.
Ce carter intermédiaire 7 peut soit être constitué d'une seule pièce monobloc, soit d'un assemblage soudé ou boulonné de pièces primaires.
Par ailleurs, dans l'ensemble des figures 4 à 7, l'invention est illustrée par sa mise en œuvre sur des moyens d'inversion à grilles. Bien évidemment, l'invention est applicable à d'autres types d'inverseurs utilisant notamment d'autres moyens de déviation tels que des portes, par exemple.
Les moyens d'inversion de poussée 20 sont, ici par exemple, sous la forme d'un capot mobile 21 en translation longitudinale vers l'aval de la nacelle 2 de manière à dégager une ouverture dans la structure aval externe 10 de la nacelle 2 et découvrir des grilles de déviation 22 aptes à réorienter une partie du flux d'air secondaire généré par le turboréacteur vers l'avant de la nacelle 2 à travers l'ouverture ainsi dégagée, comme illustré sur la figure 6.
Sur la figure 4, l'inverseur est en position de fermeture. Dans ce cas, le capot 21 assure la continuité aérodynamique externe de la nacelle 2 avec la section médiane 9 et recouvre les grilles de déviations 22.
Dans une variante de réalisation illustrée sur la figure 4, des volets de blocage 23 assurent la continuité aérodynamique interne de la section aval avec la section médiane 9. Lorsque l'inverseur est activé, ces volets 23 pivotent pour venir
obstruer au moins partiellement la veine 17 de circulation du flux secondaire et aider à sa redirection à travers les grilles de déviation 22 et l'ouverture dégagée dans la structure aval externe 10 de la nacelle 2.
Ces volets de blocage ne sont pas toujours nécessaires, en particulier, dans certaines configurations le recul du capot 21 suffit à obturer la veine.
L'activation de l'inverseur est classiquement effectuée par au moins un actionneur de type vérin 24 apte à entraîner en translation le capot 21 .
Par ailleurs, les grilles de déviation 22 sont attachées à la section médiane 9 de la nacelle à l'aide d'un cadre avant 25 fermant l'épaisseur de la nacelle en amont du capot 21 .
Dans une variante de réalisation non limitative illustrée sur la figure 8, ce cadre avant 25 comprend un panneau avant 251 destiné à supporter la peau externe de la nacelle placée en regard de la virole externe 12 du carter intermédiaire 7, fixé à un caisson de torsion 253.
Dans l'exemple donné, la forme de l'arrière du caisson de torsion 253 assure la fonction aérodynamique de bord de déviation de flux secondaire au travers des grilles 22.
Un anneau externe 255 permet la fixation du caisson de torsion 253 et des grilles de déviation 22.
Dans une autre variante de réalisation illustrée sur les figures 2 et 9, le cadre avant 25 peut être réalisé en utilisant des nervures 252 radiales au lieu d'un caisson de torsion 253 pour raidir la structure.
Ces nervures 252 sont mises en place dans la concavité d'un élément 253 formant bord de déviation du cad re avant 25 de façon à assu rer la ligne aérodynamique du cadre avant 25.
Selon l'invention, tel qu'illustré sur les figures 2, 4 et 5, le carter intermédiaire 7 intègre dans sa partie aval et, plus précisément, en aval de la virole externe 12, le bord de déviation 253 et les éléments formant support des grilles de déviation 22.
Par intégré, on entend que la liaison entre la virole externe 12 du carter intermédiaire 7 et le cadre avant 25 est une liaison non démontable complète, c'est-à- dire que toute mobilité est supprimée entre le cadre avant 25 et la virole 12.
Cette liaison non démontable entre le cadre avant 25 et la virole 12 peut être de type rivetage, collage, emmanchement forcé, soudage dans des exemples non limitatifs de la présente invention.
De plus, les éléments formant support des grilles de déviation peuvent être l'anneau externe 255 et le caisson de torsion 253.
Dans une première variante de réalisation, la virole externe 12 du carter intermédiaire 7, le caisson de torsion 253 ou l'ensemble bord de déviation avec ses nervures 252 sont formés d'une seule pièce.
Dans une seconde variante de réalisation, la totalité du cadre avant 25 est intégré à la virole externe 12 du carter intermédiaire 7 en une seule pièce ou non.
Dans une troisième variante de réalisation, on intègre, à la virole externe 12 du carter intermédiaire 7, le carter de soufflante 6 seul ou avec la virole interne de la structure d'entrée d'air 8.
Dans une quatrième variante de réalisation, on intègre à l'ensemble virole externe 12 du carter intermédiaire 7 et cadre avant 25, les aubes de redressement de flux 15 et/ou le moyeu 14 et/ ou les bras de liaison et les chapes de suspension moteur si elles sont situées sur la virole externe 12 du carter intermédiaire du carter intermédiaire 7.
Dans une cinquième variante de réalisation, les organes mentionnés aux troisième et quatrième variantes sont formés d'un élément structural unique.
Par ailleurs, la virole externe 12 du carter intermédiaire 7 et/ou le cadre avant 25 peuvent être réalisés dans un matériau composite.
Le matériau composite peut être choisi parmi des matériaux à base de fibres de carbone, de fibres de verre, de fibres d'aramide ou un mélange de ces matériaux avec une résine.
Ce matériau composite peut être obten u pa r d ra page de tissus préimprégnés ou par un procédé dit LCM (« Liquid Composite Molding ») dans lequel la résine est mélangée à des tissus secs de carbone ou à une préforme tissée ou tressée, le cas échéant.
D e m a n i è re e n co re p l u s p réfé rée , l ' e n s e m b l e d e s o rg a n e s susmentionnés intégrés à la virole externe 12 du carter intermédiaire, c'est-à-dire la totalité du cadre avant 25, le moyeu 14, les OGV 1 5 et les chapes de suspension moteur, sont formés d'un élément structural unique par exemple en matériau composite.
Ceci permet d'obtenir une pièce mu ltifonction de poids global très inférieur à l'ensemble des pièces qu'elle remplace, et ne nécessitant aucune opération d'assemblage.
Grâce à la présente invention, on gagne en simplicité structurelle ainsi qu'en masse.
En outre, il n'est plus nécessaire d'avoir des fixations au niveau du bord de déviation 253 du cadre avant 25 de l'invention si bien que les pertes de charge sont diminuées.
Par ailleurs, en référence aux figures 4 à 7, l e o u l e s vérins d'actionnement 24 du capot 21 et les grilles de déviation 22 sont supportés sur l'ensemble formé par le cadre avant 25 et la virole externe 12 du carter intermédiaire 7 selon l'invention.
Avantageusement, les grilles de déviation 22 sont aptes à être liées au cadre avant 25 de manière détachable par des moyens de verrouillage/déverrouillage qui permettent le désengagement desdites grilles 22 du cadre avant 25 et de la section médiane 9 et leur translation vers l'aval indépendamment du cadre avant 25.
Ainsi, le cadre avant 25 fixe et les grilles d'inversion 22 amovibles sont rattachés en configuration de fonctionnement de l'inverseur, en phase de jet inversé lorsque le capot 21 coulisse vers l'aval de la nacelle 2 et les volets d'inversion 23 obstruent la veine 17 comme illustré sur la figure 6 et dans les phases de vol.
Elles peuvent être séparés, lors d'une opération de maintenance, pour permettre une translation des grilles 22 avec le capot 21 vers l'aval de la nacelle 2 jusque dans une configuration de maintenance dans laquelle un accès est ainsi ouvert au moteur 5 et à la structure interne de l'inverseur 1 1 , comme illustré sur la figure 7.
Ainsi, sur cette figure 7, on observe que l'ensemble cadre avant 22 et carter intermédiaire 7 forme un ensemble fixe non déplaçable dans une position de maintenance tandis que les grilles de déviation 22 et le capot 21 forme un ensemble mobile unitaire déplaçable dans cette position de maintenance.
Les moyens d e verrouillage/déverrouillage 30 entre les grilles de déviation 22 et le cadre avant 25 pourront être de tout type.
D a n s u n e v a r i a n t e d e r é a l i s a t i o n , les moyens de verrouillage/déverrouillage 30 comprennent au moins un couple de connecteurs mâle 31 et femelle 32, l'un solidaire de l'ensemble cadre avant 25/virole externe 12 et l'autre des grilles de déviation 22.
Les connecteurs sont disposés de telle sorte qu'ils coopèrent pendant les phases de vol et les phases de jet inversé (voir figures 4 à 6) solidarisant les grilles de déviation 22 avec l'ensemble cadre avant 25/virole externe du carter 7 et se détachent lors des opérations de maintenance illustrées sur la figure 7 pour translater l'ensemble formé par le capot 21 et les moyens de déviation 22.
L'ensemble propulsif 1 selon l'invention et plus précisément l'inverseur de poussée est mis en œuvre de la façon suivante.
Lors d'une inversion de poussée, illustrée sur la figure 6, le capot 21 se déplace d'une position de fermeture où il assure la continuité aérodynamique avec la section médiane 9 de la nacelle à une position d'ouverture en aval de la nacelle 2, ceci afin de découvrir les grilles de déviation 22 pour dévier une partie du flux d'air secondaire à travers ces grilles 22.
Par ailleurs, les volets d'inversion 23 se déplacent également lors de la course du capot 21 et se déploient dans la veine 17 de flux froid.
Lors d'une opération de maintenance, on désengage, tout d'abord, les moyens de verrouillage 30 entre l'ensemble cadre avant 22/virole externe 12 du carter intermédiaire 7 et les grilles de déviation 22.
En référence à la figure 7, une fois ces éléments détachés, un ensemble formé par le capot 21 et les grilles de déviation 22 peut être déplacé en translation vers l'aval de la nacelle 2 de la position de fermeture du capot 21 à une position de maintenance, soit grâce aux vérins d'actionnement 24 du capot 21 soit par tout autre moyen adapté.
L'ensemble cadre avant 22/virole externe 12 du carter intermédiaire 7, quant à lui, reste fixe durant ce déplacement.
Dans une première variante de réalisation, il en est de même pour les vérins d'actionnement qui restent fixes.
Toutefois, dans une seconde variante de réalisation, les vérins 24 peuvent être translatables vers la position de maintenance et ainsi se déplacer simultanément avec le capot 21 et les grilles de déviation 22.
Le déplacement des vérins 24 offre l'avantage de ne pas gêner l'accès au moteur 5 du turboréacteur 3.
Les différents déplacements terminés, une ouverture est alors dégagée, ce qui permet à toute personne d'accéder notamment à la structure interne 1 1 fixe de la nacelle 2 ou au corps du moteur 5.
Il est à noter que la position de maintenance susmentionnée du capot 21 peut correspondre à la position du capot 21 en jet inversé ou à une position en aval de la position du capot 21 en jet inversé.
Dans ce dernier cas, un recul supplémentaire du capot 21 peut-être rendu possible par une surcourse des vérins 24 ou par des moyens adaptés pour déconnecter les vérins 24 du capot et faire coulisser le capot 21 par tout moyen adapté.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, fournis à titre de simples exemples.
Claims
1 . Ensemble propulsif d'aéronef comprenant au moins une nacelle (2) abritant un turboréacteur, ladite nacelle comprenant une section médiane munie d'un carter intermédiaire (7) et une section aval comprenant un dispositif d'inversion de poussée muni d'au moins des grilles de déviation de flux (22), et un cadre avant (25) destiné à être monté en aval d'une virole externe (12) dudit carter intermédiaire (7), ledit cadre avant (25) comprenant un bord de déviation de flux (253) et au moins un élément supportant directement ou indirectement les grilles de déviation de flux (22) caractérisé en ce que le bord de déviation de flux (253) et ledit élément supportant des grilles de déviation de flux (253) sont intégrés à la virole externe (12) du carter intermédiaire (7).
2. Ensemble selon la revendication 1 caractérisé en ce que la virole externe (12) du carter intermédiaire (7), un caisson de torsion (253) du cadre avant (25) ou le bord de déviation (253) muni de nervures radiales du cadre avant (25) sont formés d'une seule pièce .
3. Ensemble selon la revendication 1 caractérisé en ce que la totalité du cadre avant (25) est intégré à la virole externe (12) du carter intermédiaire
(7), en une seule pièce ou non.
4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3 caractérisé en ce que le bord de déviation (253) et ledit élément formant support du cadre avant (25) et la virole externe (12) du carter intermédiaire (7) forment un élément structurel unique.
5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4 caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, un turboréacteur (3) logé dans la nacelle (2), le turboréacteur comprenant une soufflante (4) entouré d'un carter (6), ledit carter de soufflante (6) et une structure d'entrée d'air de la nacelle (2) ou le carter de soufflante seul étant intégrés à la virole externe (12) du carter intermédiaire (7), en une seule pièce ou non.
6. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 5 caractérisé en ce que le carter intermédiaire (7) comprend, en outre, un moyeu (14) et des aubes de redressement de flux et, éventuellement des bras de liaison (16) radiaux relient le moyeu (14) à la virole externe (12), le moyeu et/ou les aubes et/ou les bras de liaison étant intégrés à la virole externe du carter intermédiaire, en une seule pièce ou non.
7. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 6 caractérisé en ce que le bord de déviation (253), ledit élément formant support et la virole externe (12) du carter intermédiaire (7) sont en matériau composite.
8. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 6 caractérisé en ce qu'au moins une partie du moyen de déviation est détachable du cadre avant (25) et translatable indépendamment de ce dernier lors d'une opération de maintenance dudit ensemble.
9. Ensemble selon la revendication 8 caractérisé en ce que le moyen de déviation (22) de flux et le cadre avant (25) comprennent des moyens de verrouillage/déverrouillage complémentaires aptes à engager le moyen de déviation de flux (22) avec le cadre avant (25) en jet inversé et à détacher le moyen de déviation de flux (22) du cadre avant (25) lors d'une maintenance dudit ensemble.
10. Ensemble selon l'une des revendications 8 à 9 caractérisé en ce qu'il comprend un capot (21 ) externe monté mobile en translation le long d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle en aval du cadre avant (25), ledit capot (21 ) étant apte à entraîner, une fois le cadre avant (25) et le moyen de déviation de flux (22) détachés, en translation le moyen de déviation (22) lors d'une opération de maintenance.
1 1 . Ensemble selon la revendication 10 caractérisé en ce qu'il comprend un ou des actionneurs (24) destinés à déplacer le capot (21 ) en translation le long d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle en aval du cadre avant (25) vers au moins une position d'inversion de poussée, ledit capot (21 ) étant apte à entraîner en translation le ou les actionneurs (24) lors d ' u ne opération de maintenance.
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|---|---|---|---|---|
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| US10012175B2 (en) * | 2014-05-30 | 2018-07-03 | The Boeing Company | Thrust reverser torque box with discrete major fittings |
| US10107202B2 (en) * | 2014-11-26 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Composite fan housing assembly of a turbofan engine and method of manufacture |
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| FR3121183A1 (fr) * | 2021-03-25 | 2022-09-30 | Safran Nacelles | Système d’actionnement pour inverseur de poussée à grilles |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060145001A1 (en) * | 2004-12-30 | 2006-07-06 | Smith Matthew C | Fan cowl door elimination |
| FR2912378A1 (fr) * | 2007-02-14 | 2008-08-15 | Aircelle Sa | Nacelle de moteur a reaction pour un avion |
| US7484356B1 (en) * | 2005-07-26 | 2009-02-03 | Aeronautical Concepts Of Exhaust, Llc | Cascade reverser without blocker doors |
| US20090151320A1 (en) * | 2007-12-12 | 2009-06-18 | Spirit Aerosystems, Inc. | Partial cascade thrust reverser |
| EP2138697A2 (fr) * | 2008-06-23 | 2009-12-30 | Rohr, Inc. | Cascade annulaire arrière avec portion de déflection de flux, unité de grille d'inverseur de poussée et nacelle de moteur d'avion associées |
| FR2938878A1 (fr) * | 2008-11-26 | 2010-05-28 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur a double flux |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3500645A (en) * | 1968-04-10 | 1970-03-17 | Rohr Corp | Thrust reverser |
| US3500646A (en) * | 1968-04-19 | 1970-03-17 | Rohr Corp | Thrust reverser |
| US3511055A (en) * | 1968-05-29 | 1970-05-12 | Rohr Corp | Thrust reverser |
| GB1583952A (en) * | 1976-07-13 | 1981-02-04 | Short Brothers & Harland Ltd | Gas turbine engines |
| US4373328A (en) * | 1980-10-22 | 1983-02-15 | United Technologies Corporation | Thrust reverser |
| US4527391A (en) * | 1982-09-30 | 1985-07-09 | United Technologies Corporation | Thrust reverser |
| US4998409A (en) * | 1989-09-25 | 1991-03-12 | Rohr Industries, Inc. | Thrust reverser torque ring |
| US5313788A (en) * | 1991-08-07 | 1994-05-24 | General Electric Company | Thrust reversing arrangement for a long duct mixed flow exhaust turbofan engine |
| US5239822A (en) * | 1992-01-14 | 1993-08-31 | The Boeing Company | Composite structure for thrust reverser torque box |
| US6824101B2 (en) * | 2003-02-17 | 2004-11-30 | The Boeing Company | Apparatus and method for mounting a cascade support ring to a thrust reverser |
| US7690190B2 (en) * | 2005-05-11 | 2010-04-06 | The Boeing Company | Aircraft systems including cascade thrust reversers |
| GB0608985D0 (en) * | 2006-05-06 | 2006-06-14 | Rolls Royce Plc | Aeroengine thrust reverser |
| FR2911372B1 (fr) * | 2007-01-15 | 2009-02-27 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee translatable pour moteur a reaction |
| US7966808B2 (en) * | 2007-04-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Baffle seal for gas turbine engine thrust reverser |
| FR2922958B1 (fr) * | 2007-10-25 | 2009-11-20 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee a grilles |
| US8302907B2 (en) * | 2010-03-04 | 2012-11-06 | Spirit Aerosystems, Inc. | Hybrid torque box for a thrust reverser |
-
2010
- 2010-10-04 FR FR1057998A patent/FR2965588B1/fr active Active
-
2011
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-
2013
- 2013-04-03 US US13/856,038 patent/US20130277454A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060145001A1 (en) * | 2004-12-30 | 2006-07-06 | Smith Matthew C | Fan cowl door elimination |
| US7484356B1 (en) * | 2005-07-26 | 2009-02-03 | Aeronautical Concepts Of Exhaust, Llc | Cascade reverser without blocker doors |
| FR2912378A1 (fr) * | 2007-02-14 | 2008-08-15 | Aircelle Sa | Nacelle de moteur a reaction pour un avion |
| US20090151320A1 (en) * | 2007-12-12 | 2009-06-18 | Spirit Aerosystems, Inc. | Partial cascade thrust reverser |
| EP2138697A2 (fr) * | 2008-06-23 | 2009-12-30 | Rohr, Inc. | Cascade annulaire arrière avec portion de déflection de flux, unité de grille d'inverseur de poussée et nacelle de moteur d'avion associées |
| FR2938878A1 (fr) * | 2008-11-26 | 2010-05-28 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur a double flux |
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