WO2012131209A1 - Ensemble de joint d'étanchéité anti-feu et nacelle comprenant un tel joint - Google Patents

Ensemble de joint d'étanchéité anti-feu et nacelle comprenant un tel joint Download PDF

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nacelle
seal
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joint assembly
primary nozzle
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Stéphane BEILLIARD
Alexandre PHI
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Aircelle
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a seal assembly for a jet engine nacelle engine nacelle for an aircraft, and to a nacelle equipped with such a seal assembly.
  • 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.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet in front of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a rear section intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine and able to house means of combustion. thrust reversal.
  • the modern nacels are often intended to house a turbofan engine capable of generating, through the blades of the rotating fan and the compressor, a hot air flow (also called primary flow) from the combustion chamber turbojet engine and turbine.
  • the compressor assembly, combustion chamber and turbine is the gas generator of the turbojet, also called heart (or core).
  • a nacelle generally comprises an external structure, which defines, with a concentric internal structure of the rear section, called Inner Fixed Structure (IFS) surrounding the turbojet core behind the fan, an annular flow channel, also called secondary vein, for channeling a cold air flow, said secondary, which circulates outside the turbojet engine.
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the rear structure of the turbojet engine core is terminated by a so-called primary nozzle ensuring the ejection of the hot air flow, the external structure of the nacelle being, in turn, generally terminated by a secondary nozzle, which may be of variable section. and optimizing the ejection of the cold secondary flow.
  • the internal structure thus constitutes a cowling around the turbojet engine core and may be designated by various names, in particular, a rear core cowl (Aft Core Cowl, ACC).
  • the core cover and the primary nozzle are two distinct structures that can notably move relative to each other, for example example because of longitudinal expansion phenomena, variations in flight conditions, or the geometry of the whole. There are also transverse displacements between the heart cover and a pylon of attachment of the nacelle.
  • the core cover can in particular be dismountable and / or mobile, so as to allow access to the heart of the turbojet engine.
  • One of the disassembly / displacement of the core cover involves in particular a rearward translation of the assembly.
  • the primary nozzle can also be dismountable so as, for example, to facilitate its replacement if necessary.
  • the rear of the turbojet engine is also generally attached to the pylon at a rear attachment point and the interface with the primary nozzle can also be performed at the area of this rear attachment point.
  • the primary nozzle / pylon interface thus constitutes an interface zone which, although having a slightly different behavior, in particular by the fact that the relative longitudinal displacements vary, is also concerned by the problems previously raised.
  • a seal is therefore provided between the rear core cover and the primary nozzle, and / or between the pylon and the primary nozzle, this seal being deformable so as to take account of the phenomena of mainly longitudinal and transverse relative displacements in a lesser degree. measured.
  • propulsion system certification constraints require fire protection in a quadrant of 90 degrees higher, ie 45 degrees on each side of a substantially vertical axis, between the engine core compartment and the outside of the nacelle. .
  • This seal must also provide fire protection between the engine core cover, the primary nozzle and the pylon, so as to prevent the spread of a fire to or from the engine.
  • seals currently used at such interfaces are generally seam-type seals (also known as finger seals) consisting of a double row of thin metal blades attached to either the primary nozzle or at the engine core cover and rubbing on a bearing surface of the opposite part (respectively the core cover or the primary nozzle). Examples of such seals are described in documents US 5,910,094 in particular.
  • the present invention aims to overcome the disadvantages mentioned above and to propose a new structure of fire-proof seal.
  • the present invention consists for this purpose in a turbojet nacelle seal assembly comprising a first end equipped with fastening means on at least a first structure, and a second end adapted to come into contact against a bearing zone. a second structure, the seal assembly comprising a plurality of lamellae the adj acents are positioned along the first end and extend in a relatively long direction and perpendicular to the latter, characterized in that at least a portion of the slats has an accordion structure.
  • At least a portion of the slats are metallic.
  • At least a portion of the slats are of deformable elastic material, of the polymer, rubber or composite type.
  • the second end intended to come into contact with a bearing zone of the second structure is in the form of an interface plate, continuous or piecewise discontinuous.
  • the second end intended to come into contact with a support zone of the second structure comprises elastic support beads.
  • the second end is intended to come into contact on a support zone of the second structure by a non-slip contact.
  • the seal assembly comprises two or more rows of lamellae.
  • the lamellae of the rows are offset laterally or circumferentially between them.
  • "baffles" are formed between the lamellae of the rows, which increases the fire tightness.
  • the s e r n g e d of the m l l s are n t sufficiently spaced to allow compression and relaxation accordions without interference with a neighboring row.
  • the first end of the seal assembly is fixed in the core cover.
  • the turbojet nacelle comprises at least one pylon of attachment of the nacelle and at least one primary nozzle, characterized in that at least a part of the zone between the pylon and the primary nozzle is equipped with least one seal assembly according to the invention.
  • the first end of the seal assembly is fixed on the pylon.
  • the first end of the seal assembly is attached to the primary nozzle.
  • the portion of the equipated interface of the joint assembly comprises at least an upper portion extending on either side of a plane of a connecting pylon.
  • FIG. 1 is a partial diagrammatic representation of an internal rear part of a turbojet engine nacelle showing a view of being a primary engine and a pylon / engine hood equipped with an anti-fire gasket. the invention;
  • FIGS. 2 to 4 are diagrammatic representations in longitudinal section of the zone of FIG. 1, the gasket according to the invention being respectively installed on the hood (FIGS. 2 and 3), and on a pylon support (FIG. 4);
  • FIGS. 5 to 7 are schematic representations of the operation of a seal according to a variant of the invention in configuration respectively nominal, compressed, and free.
  • FIG. 1 is a partial schematic representation of an internal rear part of a turbojet engine nacelle showing an interface between a primary nozzle 1 00 and a core cover 200, said interface being equipped at the top of a fire-resistant seal 300 extending from both sides around a substantially transverse plane corresponding to a latching plane to a pylon (not visible), most frequently a plane therefore substantially vertical.
  • the heart cover 200 remains easily translatable downstream, over the primary nozzle 100.
  • This rear portion of the turbojet engine 500 is surrounded by a heart cover 200 mounted to move in translation towards the rear of the turbojet engine.
  • the seal 300 comprises a first end 301 fixed in the upstream return January 01 of the primary nozzle 1 00 and a second end 302 designed to come into contact against a bearing zone 202 formed in the downstream return 201 of the core cover 200.
  • At least a portion of the slats 303 have an accordion structure.
  • the lamellae 303 may in all or part be made of metal and / or deformable elastic material of rubber or composite type.
  • the seal 300 comprises two rows of radially spaced strips, and in particular sufficiently spaced to allow without embarrassment the compression of the strips 303 of each row.
  • the lamels 303 of the two rows will be offset laterally or circumferentially between them so as to form baffles.
  • the second end designed to come into contact with the core cover 200, may be made in the form of an interface plate 302, continuous or discontinuous in pieces, interconnecting a plurality of ends of the lamellae 303.
  • the interface plates 302 may be equipped with elastic support beads making it possible, if necessary, to improve the non-sliding nature of the support end.
  • FIG. 4 shows an alternative installation of the gasket 300 according to the invention, differing in that the gasket 300 is disposed at an interface between the primary nozzle 100 and the pylon 400, via a return having a bearing zone 405.
  • Figures 5 to 7 are schematic representations of the operation of a seal according to the invention in configuration respectively nominal, compressed and free.

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Abstract

Ensemble de joint d'étanchéité anti-feuet nacelle comprenant un tel joint La présente invention se rapporte à un ensemble de joint d'étanchéité (300) pour nacelle de turboréacteur comprenant une première extrémité (301) équipée de moyens de fixation sur au moins une première structure (100), et une deuxième extrémité (302) conçue pour venir en contact contre une zone d'appui (202) d'une deuxième structure (200), l'ensemble de joint comprenant une pluralité de lamelles adjacentes disposées le long de la première extrémité et s'étendant de manière sensiblement longitudinale et sensiblement perpendiculairement à cette dernière, caractérisé en ce que au moins une partie des lamelles présentent une structure en accordéon.

Description

Ensemble de joint d'étanchéité anti-feu et nacelle comprenant un tel joint
L'invention se rapporte à un ensemble de joint d'étanchéité pour nacelle de turboréacteur nacelle de moteur à réaction pour un aéronef, ainsi qu'à une nacelle équipée d'un tel ensemble de joint.
Un aéronef est mû 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.
U ne nacelle présente généralement une structure tubula ire comprenant une entrée d'air en avant du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section arrière destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et pouvant abriter des moyens d'inversion de poussée.
Les nacel les modernes sont souvent destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer, par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation et du compresseur, un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur et de la turbine. L'ensemble compresseur, chambre de combustion et turbine constitue le générateur de gaz du turboréacteur, aussi appelé cœur (ou core).
Ainsi, une nacelle comprend généralement une structure externe, qui définit, avec une structure interne concentrique de la section arrière, dite Inner Fixed Structure (IFS) entourant le coeur du turboréacteur en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine secondaire, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur.
La structure arrière du cœur du turboréacteur est terminée par une tuyère dite primaire assurant l'éjection du flux d'air chaud, la structure externe de la nacelle étant, quant à el le, généralement terminée par une tuyère secondaire, pouvant être à section variable et optimisant l'éjection du flux secondaire froid.
La structure interne constitue ainsi un capotage autour du cœur du turboréacteur et peut être désigné sous différents noms, notamment, capot cœur arrière (Aft Core Cowl, ACC).
La capot cœur et la tuyère primaire sont deux structures distinctes qui peuvent notamment se déplacer relativement l'une par rapport à l'autre, par exemple en raison de phénomènes de dilatation longitudinale, de variations de conditions de vol, ou de la géométrie de l'ensemble. Il existe également des déplacements transverses entre le capot cœur et un pylône d'accrochage de la nacelle.
Ces structures peuvent encore dans certains cas être séparables l'une de l'autre à fins de maintenance. Le capot cœur peut notamment être démontable et/ou mobile, de man ière à permettre un accès au cœur du turboréacteur. Une des solutions de démontage/déplacement du capot cœur implique notamment une translation arrière de l'ensemble. La tuyère primaire peut également être démontable de manière à, par exemple, faciliter son remplacement le cas échéant.
L'arrière du turboréacteur est également généralement rattaché au pylône au niveau d'un point de rattachement arrière et l'interface avec la tuyère primaire peut également s'effectuer au niveau de la zone de ce point d'attache arrière. L'interface tuyère primaire/pylône constitue donc une zone d'interface qui, bien qu'ayant un comportement légèrement différent, notamment par le fait que les déplacements relatifs longitudinaux varient, est également concernée par les problèmes précédemment soulevés.
Un joint d'étanchéité est donc prévu entre ce capot cœur arrière et la tuyère primaire, et/ou entre le pylône et la tuyère primaire, ce joint étant déformable de manière à tenir compte des phénomènes de déplacements relatifs principalement longitudinaux et transversaux dans une moindre mesure.
Par ailleurs, les contraintes de certifications des ensembles propulsifs exigent une protection feu dans un quadrant de 90 degrés supérieur, soit 45 degrés de part et d'autre d'un axe sensiblement vertical, entre le compartiment cœur moteur et l'extérieur de la nacelle.
Ce joint doit donc également apporter une protection au feu entre le capot cœur moteur, la tuyère primaire et le pylône, de manière à éviter la propagation d'un feu vers ou depuis le moteur.
Les joints actuellement utilisés au niveau de telles interfaces sont généralement des joints de types joints à lamelles (également connus sous le n o m « finger seals ») constitués d 'u ne dou ble rangée de fines lames métalliques fixées, soit à la tuyère primaire, soit au capot cœur moteur et frottant sur une surface d'appui de la pièce opposée (respectivement le capot cœur ou la tuyère primaire). Des exemples de tels joints sont décrits dans les documents US 5 910 094 notamment.
Bien évidemment, en raison des déplacements relatifs évoqués précédemment, ces lamelles subissent des frottements et notamment un contact métal/métal qui conduit à une usure importante et souvent prématurée de ces joints.
On connaît dans l'état de l'art une solution basée sur l'emploi d'un joint en P ou joint Ω, déformable, et de section plus ou moins circulaire, fixé à une des pièces et appuyant ou frottant sur le composant opposé. Un tel joint est décrit dans le document WO2006000781 sous le terme joint en Z.
Le principe de montage d'un tel joint et les conditions de vol associées impliquent souvent que pour fonctionner dans une plage normale d'écrasement connue de l'homme de l'art, il doit posséder des dimensions, et notamment un diamètre, importantes. Ces dimensions le rendent alors lourd, difficile à installer et sujet à des déformations et des usures importantes pouvant conduire à son endommagement et compromettre ainsi sa mission de barrière de protection feu.
La présente invention vise à pallier les inconvénients mentionnés ci-dessus et à proposer une nouvelle structure de joint d'étanchéité anti-feu.
La présente invention consiste pour ce faire en un ensemble de joint d'étanchéité pour nacelle de turboréacteur comprenant une première extrémité équipée de moyens de fixation sur au moins une première structure, et une deuxième extrémité conçue pour venir en contact contre une zone d'appui d'une deuxième structure, l'ensemble de joint comprenant une pluralité de lamel les adj acentes d isposées le long de l a première extrémité et s'étend ant de m an ière sens i bl ement long itud i na le et sen si bl ement perpendiculairement à cette dernière, caractérisé en ce qu'au moins une partie des lamelles présente une structure en accordéon.
Ainsi, en mettant en œuvre une structure de joint présentant une structure de joint à lamelles et équipée de lamelles en accordéon, quasiment tous des déplacements relatifs des structures pourra être prise en compte.
Plus précisément, les déplacements relatifs longitudinaux seront aisément amortis par compression ou relâchement des lamelles accordéons, lesquelles ne sont donc plus soumises à un contact glissant générant des frottements et de l'usure. Il a également été constaté qu'une structure en accordéon pour les lamelles permettait la prise en compte des déplacements relatifs latéraux en limitant pareillement les glissements et frottement latéraux.
De manière globale, les déplacements relatifs sont ainsi absorbés à l'intérieur même de l'ensemble de joint, et non plus par le biais d'interface en frottement, ceci sans réduire la liberté de déplacement relatif ni l'étanchéité feu.
Selon un premier mode de réalisation, au moins une partie des lamelles sont métalliques.
Alternativement ou de manière complémentaire, au moins une partie des lamelles sont en matériau élastique déformable, de type polymère, caoutchouc ou composite.
De manière préférentielle, la deuxième extrémité destinée à venir en contact sur une zone d'appui de la deuxième structure se présente sous la forme d'une plaque d'interface, continue ou discontinue par morceaux.
Alternativement ou de manière complémentaire, la deuxième extrémité destinée à venir en contact sur une zone d'appui de la deuxième structure comprend des bourrelets élastiques d'appui.
Avantageusement, la deuxième extrémité est destinée à venir en contact sur une zone d'appui de la deuxième structure par un contact non- glissant.
Selon un mode de réalisation préféré, l'ensemble de joint comprend deux ou plus rangées de lamelles.
Avantageusement, les lamelles des rangées sont décalées latéralement ou circonférentiellement entre elles. De cette manière, on forme des « chicanes » entre les lamelles des rangées, ce qui accroît l'étanchéité feu.
Avantageusement encore, l e s ra n g ées d e l a m e l l es so n t suffisamment espacées pour permettre une compression et un relâchement des accordéons sans interférence avec une rangée voisine.
La présente invention se rapporte également à une nacelle de turboréacteur comprenant au moins un capot cœur moteur et au moins une tuyère primaire, caractérisée en ce qu'au moins une partie de l'interface entre le capot cœur moteur et la tuyère primaire est équipée d'au moins un ensemble de joint selon l'invention.
Selon une première variante de réalisation, la première extrémité de l'ensemble de joint est fixée dans le capot cœur. De manière complémentaire, la nacelle de turboréacteur comprend au moins un pylône de rattachement de la nacelle et au moins une tuyère primaire, caractérisée en ce qu'au moins une partie de la zone entre le pylône et la tuyère primaire est équ ipée d'au moins u n ensemble de joint selon l'invention.
Selon u ne variante de réal isation , la première extrémité de l'ensemble de joint est fixée sur le pylône.
De manière alternative, la première extrémité de l'ensemble de joint est fixée sur la tuyère primaire.
De manière préférentielle, la partie de l ' interface équ ipée de l'ensemble joint comprend au moins une partie supérieure s'étendant de part et d'autre d'un plan d'un pylône de rattachement.
La présente invention sera mieux comprise à la lumière de la description détaillée qui suit en regard du dessin annexé dans lequel :
- la figure 1 est une représentation schématique partielle d'une partie arrière interne d'une nacelle de turboréacteur montrant u n e i n te rfa ce e n tre u n e tu yè re p r i m a i re et u n e zo n e pylône/capot cœur équipée d'un joint anti feu selon l'invention ;
- les figures 2 à 4 sont des représentations schématiques en coupe longitudinale de la zone de la fig ure 1 , le joint selon l'invention étant installé respectivement su r l e capot cœu r (figures 2 et 3), et sur un support pylône (figure 4) ;
- les figures 5 à 7 sont des représentations schématiques du fonctionnement d'un joint selon une variante de l'invention en configuration respectivement nominale, comprimée, et libre.
La figure 1 est une représentation schématique partielle d'une partie arrière interne d'une nacelle de turboréacteur montrant une interface entre une tuyère primaire 1 00 et un capot cœur 200, ladite interface étant équ ipée en partie supérieure d'un joint anti-feu 300 s'étendant de part et d'autre autour d'un plan sensiblement transversal correspondant à un plan d'accrochage à un pylône (non visible), le plus fréquemment, un plan par conséquent sensiblement vertical.
On notera, que bien que le capot cœur 200 soit principalement situé en amont de la tuyère primaire 100, il vient au contact du joint 300 par l'aval de celui-ci par l'intermédiaire d'un retour aval 201 du capot cœur 200.
Réciproquement, la tuyère primaire 100, bien que située en aval du capot cœur 200, vient au contact du joint 300 par l'amont de ce dernier, par l'intermédiaire d'un retour amont 101 de la tuyère.
De cette manière, le capot cœur 200 reste bien aisément translatable vers l'aval, par-dessus la tuyère primaire 100.
Le fonctionnement et la situation du joint 300 sont représentés plus en détail sur les figures 2 et 3.
Les figures 2 et 3 sont des représentations schématiques en coupe longitudinale de la zone de la figure 1 montrant une fourche de suspension aval 401 d'un pylône 400 supportant une partie arrière d'un turboréacteur 500 dont une extrémité aval est terminée par la tuyère primaire 100.
Cette partie arrière du turboréacteur 500 est entourée par un capot cœur 200 monté mobile en translation vers l'arrière du turboréacteur.
Comme décrit précédemment, le joint 300 équipe une partie supérieure de l'interface entre le capot cœur 200 et la tuyère primaire 100.
Le joint 300 comprend une première extrémité 301 fixée dans le retour amont 1 01 de la tuyère primaire 1 00 et une deuxième extrémité 302 conçue pour ven ir en contact contre une zone d'appui 202 formée dans le retour aval 201 du capot cœur 200.
Conformément à l'invention, le joint 300 comprend une pluralité de lamelles adjacentes 303 disposées le long de la première extrémité et s 'éte nd a n t d e m a n i è re sen s i bl e m en t l ong itu d i n a l e et sen s i bl e m en t perpendiculairement à cette dernière.
Conformément à l'invention toujours, au moins une partie des lamelles 303 présentent une structure en accordéon.
Selon des variantes de réalisation, les lamelles 303 pourront en tout ou partie être métalliques et/ou en matériau élastique déformable de type caoutchouc ou composite.
Selon l'exemple représenté, le joint 300 comprend deux rangées de lamelles espacées radialement, et notamment suffisamment espacées pour permettre sans gêne la compression des lamelles 303 de chaque rangée.
Avantageusement, les lamel les 303 des deux rangées seront décalées latéralement ou circonférentiellement entre elles de manière à former des chicanes.
On notera également, qu'afin d'améliorer la tenue du joint 300, la deuxième extrémité, conçue pour venir en contact avec le capot cœur 200, pourra être réalisée sous la forme d'une plaque d'interface 302 , continue ou discontinue par morceaux, reliant entre elles une pluralités d'extrémités des lamelles 303.
Les plaques d'interface 302 pourront être équipées de bourrelets d'appui élastiques permettant le cas échéant d'améliorer le caractère non glissant de l'extrémité d'appui.
La figure 4 montre une variante d'installation du joint 300 selon l'invention, se différenciant par le fait que le joint 300 est disposé au niveau d'une interface entre la tuyère primaire 100 et le pylône 400, par l'intermédiaire d'un retour présentant une zone d'appui 405.
Les figures 5 à 7 sont des représentations schématiques du fonctionnement d'un joint selon l'invention en configuration respectivement nominale, comprimée et libre.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits, ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble de joint d'étanchéité (300) pour nacelle de turboréacteur comprenant une première extrémité (301) équipée de moyens de fixation sur au moins une première structure (100), et une deuxième extrémité (302) conçue pour venir en contact contre une zone d'appui (202) d'une deuxième structure (200), l'ensemble de joint comprenant une pluralité de lamelles disposées de manière adjacente le long de la première extrémité et s'étendant de manière sensiblement longitudinale et sensiblement perpendiculairement à cette dernière, caractérisé en ce qu'au moins une partie des lamelles présentent une structure en accordéon.
2. Ensemble de joint (300) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une partie des lamelles sont métalliques.
3. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins une partie des lamelles sont en matériau élastique déformable, de type polymère, caoutchouc ou composite.
4. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la deuxième extrémité (302) destinée à venir en contact sur une zone d'appui (202) de la deuxième structure (200) se présente sous la forme d'une plaque d'interface (303), continue ou discontinue par morceaux.
5. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la deuxième extrémité (302) destinée à venir en contact sur une zone d'appui (202) de la deuxième structure (200) comprend des bourrelets élastiques d'appui.
6. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la deuxième extrémité (302) est destinée à venir en contact sur une zone d'appui (202) de la deuxième structure (200) par un contact non-glissant.
7. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend deux ou plus rangées de lamelles.
8. Ensemble de joint (300) selon la revendication 7, caractérisé en ce que les lamelles des rangées sont décalées latéralement ou circonférentiellement entre elles.
9. Ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 7 ou 8, caractérisé en ce que les rangées de lamelles sont suffisamment espacées pour permettre une compression et un relâchement des accordéons sans interférence avec une rangée voisine.
10. Nacelle de turboréacteur comprenant au moins un capot cœur (200) moteur et au moins une tuyère primaire (100), caractérisée en ce qu'au moins une partie de l'interface entre le capot cœur moteur et la tuyère primaire est équipée d'au moins un ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
11. Nacelle selon la revendication 10, caractérisée en ce que la première extrémité de l'ensemble de joint (300) est fixée dans le capot cœur (200).
12. Nacelle de turboréacteur selon la revendication 10, comprenant au moins un pylône (400) de rattachement du moteur et/ou de la nacelle et au moins une tuyère primaire (100), caractérisée en ce qu'au moins une partie la zone entre le pylône de rattachement et la tuyère primaire est équipée d'au moins un ensemble de joint (300) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
13. Nacelle selon la revendication 12, caractérisée en ce que la première extrémité de l'ensemble de joint (300) est fixée sur le pylône (400).
14. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 10 ou 12, caractérisée en ce que la première extrémité (301 ) de l'ensemble de joint (300) est fixée sur la tuyère primaire (100).
15. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 10 à 12, caractérisée en ce la partie de l'interface équipée de l'ensemble joint (300) comprend au moins une partie supérieure s'étendant de part et d'autre d'un plan d'un pylône (400) de rattachement.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103612747A (zh) * 2013-11-27 2014-03-05 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种发动机短舱密封防火组件

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10450898B2 (en) 2015-02-13 2019-10-22 United Technologies Corporation Track fairing assembly for a turbine engine nacelle
FR3064605A1 (fr) * 2017-03-28 2018-10-05 Airbus Operations Systeme de joints feu metalliques pour une attache moteur d'un aeronef
CN107472505B (zh) * 2017-07-14 2020-04-07 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于飞机桁架结构中的防火封严板
US20190276157A1 (en) * 2018-03-08 2019-09-12 Bell Helicopter Textron Inc. Flexible radial inlet plenum
FR3085183B1 (fr) 2018-08-22 2020-09-11 Safran Nacelles Dispositif anti-feu de fermeture d’espaces au niveau de jointures d’une nacelle et nacelle comprenant un tel dispositif
RU204071U1 (ru) * 2020-07-07 2021-05-05 Общество с ограниченной ответственностью "Объединенный Промышленный Комплекс" Противопожарное уплотнение

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613087A (en) * 1948-12-24 1952-10-07 Gen Electric Flexible conduit joint
US5524846A (en) * 1993-12-21 1996-06-11 The Boeing Company Fire protection system for airplanes
EP0838615A2 (fr) * 1996-10-25 1998-04-29 The Boeing Company Soufflet à pression augmentée
US5910094A (en) 1996-09-10 1999-06-08 The Boeing Company Aircraft labyrinth fire seal
WO2006000781A1 (fr) 2004-06-23 2006-01-05 Dunlop Aerospace Limited Ensemble joint d'etancheite resistant au feu

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5238658A (en) * 1975-09-22 1977-03-25 Nissan Motor Co Ltd Sealing device for heat exchanger of rotary heat conserving type
US4453722A (en) * 1982-12-20 1984-06-12 United Technologies Corporation Seal means
US4813608A (en) * 1986-12-10 1989-03-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Bimetallic air seal for exhaust nozzles
US5156360A (en) * 1991-04-08 1992-10-20 The Boeing Company Flexible fire seal for overlapping cowl side edges
US6227546B1 (en) * 1999-03-26 2001-05-08 Jetseal, Inc. Resilient seal and method of using a resilient seal
IT249780Y1 (it) * 2000-03-17 2003-05-28 Artemide Spa Dispositivo di illuminazione polivalente
US6547257B2 (en) * 2001-05-04 2003-04-15 General Electric Company Combination transition piece floating cloth seal and stage 1 turbine nozzle flexible sealing element
GB2385382B (en) * 2002-02-13 2006-02-15 Rolls Royce Plc A cowl structure for a gas turbine engine
US6792763B2 (en) * 2002-08-15 2004-09-21 Power Systems Mfg., Llc Coated seal article with multiple coatings
US6834507B2 (en) * 2002-08-15 2004-12-28 Power Systems Mfg., Llc Convoluted seal with enhanced wear capability
US7152864B2 (en) * 2003-10-02 2006-12-26 Alstom Technology Ltd. Seal assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613087A (en) * 1948-12-24 1952-10-07 Gen Electric Flexible conduit joint
US5524846A (en) * 1993-12-21 1996-06-11 The Boeing Company Fire protection system for airplanes
US5910094A (en) 1996-09-10 1999-06-08 The Boeing Company Aircraft labyrinth fire seal
EP0838615A2 (fr) * 1996-10-25 1998-04-29 The Boeing Company Soufflet à pression augmentée
WO2006000781A1 (fr) 2004-06-23 2006-01-05 Dunlop Aerospace Limited Ensemble joint d'etancheite resistant au feu

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2691625A1

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103612747A (zh) * 2013-11-27 2014-03-05 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种发动机短舱密封防火组件

Also Published As

Publication number Publication date
EP2691625A1 (fr) 2014-02-05
CA2829267A1 (fr) 2012-10-04
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