WO2012164197A1 - Ensemble pour une nacelle d'aéronef - Google Patents

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WO2012164197A1
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reinforcing plate
plate
assembly
attached
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PCT/FR2012/051123
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Xavier Cazuc
Christophe Thorel
John Moutier
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Aircelle
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    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
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    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
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    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
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    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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    • F16B2200/50—Flanged connections
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an assembly comprising a flange and a reinforcing plate of this flange, intended for an aircraft nacelle.
  • An aircraft turbojet engine nacelle has a structure comprising an air inlet, a central section surrounding a turbojet fan, and a downstream section surrounding the turbojet and generally housing a thrust reversal system.
  • Such an assembly may be used, in a nonlimiting manner, in the mounting of the air inlet and the median section of the nacelle, as illustrated more particularly in FIG. 1.
  • the air intake structure of the nacelle is divided into two zones, namely on the one hand, an annular inlet lip aerodynamic profile adapted to allow optimal capture to the turbojet of the air necessary for the supplying the blower and the internal compressors of the turbojet, and, secondly, a downstream structure comprising an annular inner ring and an annular outer cowl radially spaced from the inner shell, said ring being reinforced with the same. It is important to ensure proper air supply to the blower.
  • Such a ferrule is illustrated in Figure 1 and designated by the reference 10.
  • This inner ferrule 10 of the air intake structure is processed in a conventional manner to form an acoustic structure 1 1 attenuation of the sound wave.
  • It may include an air permeable inner skin, an outer skin impervious to air and a honeycomb core honeycomb.
  • the median section comprises, on the one hand, an inner casing 20 surrounding the turbojet fan (not shown) extending the inner shell 1 0 of the air intake structure and, on the other hand, an outer structure (not shown) of the casing fairing extending the outer cover of the air intake structure.
  • the inner ferrule 10 is intended to be fixed to the fan casing
  • the bridged connection 30 comprises a first portion 31 extending in a radial direction and a second portion 32 extending according to the long-term direction of the turbojet engine, so that the section longitudinal flange 30 is L-shaped.
  • the second connecting portion 32 of the flange 30 corresponding to the inner ferrule 10 of the air intake structure is intended to be fixed on said ferrule 10.
  • the flange 30 is generally made by draping preimpregnated fabrics with an autoclave baking, in dry fabrics or with a woven preform with injection type resin transfer molding in English terms or by infusion.
  • the connecting flange 30 of the inner ferrule 10 may be connected by any known fastening means and / or centering means for centering the two structures to be fixed together (not shown in FIG. 1) to the connection flange. 40 of the casing 20 at the junction plane A, through the orifice 35.
  • a reinforcing plate 33 may be attached to one and / or the other of the flanges, here the flange 30 corresponding to the inner ferrule 10.
  • This reinforcing plate 33 makes it possible to meet the structural strength requirements of the connection flange 30.
  • the reinforcing plate 33 generates, when attached to the flange 30, a bead 320 in the flange 30, located at the side of the reinforcing plate 33.
  • This bead 320 forms a variation of locally rough thickness, typically 0.5 mm, which causes a variation in the fiber content and the orientation of these fibers of the composite material forming the flange 30. This is damaging in extreme cases of loading for the mechanical strength of the flange 30.
  • the variation in stiffness between the flange portion 30 and the ferrule 10 may, in the case of a radial force applied to the flange 30, cause a weak point at the ferrule portion to the flange transition 30 / ferrule 10.
  • the present invention therefore aims to overcome this disadvantage.
  • the present invention proposes an assembly for an aircraft nacelle, remarkable in that it comprises:
  • a flange comprising at least a first part intended to be fixed to another flange and a second part extending transversely with respect to the first part and intended to be fixed on a panel of said assembly and
  • a reinforcement plate attached directly to the flange or, possibly, indirectly by means of an intermediate plate fastened between the reinforcing plate and the flange, the said reinforcing plate having a beveled portion facing the second part of the flange.
  • the present invention avoids a bead is generated on the second part of the flange and thus, improves the material health of the composite.
  • this beveled shape allows a less abrupt stiffness transition between the flange and the ferrule on which it rests and improves the mechanical strength of the ferrule in the junction zone with the flange under radial stress.
  • the assembly according to the invention may comprise more or more of the following characteristics, which are solved or com bina ison technically possible:
  • the tapered portion of the reinforcing plate is an end portion of the reinforcing plate, in contact with the second portion of the flange.
  • the tapered end portion of the reinforcing plate is in the form of an elongated bevel extending along the second portion of the flange;
  • the assembly comprises an intermediate plate fixed between the flange and the reinforcing plate; the intermediate plate extends, at its end in contact with the second part of the flange, beyond the end portion of the reinforcing plate;
  • the intermediate plate is made of a composite material or a metallic material, such as aluminum or titanium;
  • the intermediate plate has a thickness of between 0.1 mm and 3 mm;
  • the bevelled portion of the reinforcing plate is an end portion of this plate
  • the reinforcing plate comprises:
  • a third part located in the extension of the beveled portion of the reinforcing plate and attached against the second part of the flange.
  • the third part of the reinforcing plate has a thickness of between 0.1 mm and 3 mm.
  • FIG. 1 is a partial sectional view of an assembly of an air inlet structure and a fan casing according to the prior art
  • FIG. 2 is a partial sectional view of the assembly of Figure 1 at the interface between a flange of this assembly and a reinforcing plate of the flange;
  • FIG. 3 is a partial sectional view of a flange according to a first embodiment of the invention, said flange can be used in an assembly as shown in Figure 1;
  • FIG. 4 is a partial sectional view of a flange according to a second embodiment of the invention, said flange can be used in an assembly as shown in Figure 1;
  • - Figure 5 is a partial sectional view of a flange according to a third embodiment of the invention, said flange can be used in an assembly as shown in Figure 1;
  • FIG. 6 is a partial sectional view of a flange according to a fourth embodiment of the invention, said flange can be used in an assembly as shown in Figure 1.
  • the invention relates to an assembly for an aircraft nacelle comprising:
  • a flange 30 comprising at least a first portion 31 intended to be fixed to another flange 40 and a second portion 32 extending transversely relative to the first portion 31 intended to be fixed on a panel of said assembly.
  • this portion 32 may optionally be attached to an acoustic panel of said assembly.
  • reinforcing plate 330, 332, 334 attached directly to the flange 30 or, optionally, indirectly by means of an intermediate plate 36 fixed between the reinforcing plate 330, 332, 334 and the flange 30, said reinforcement plate 330 , 332, 334 having a beveled portion facing the second portion 32 of the flange 30.
  • the beveled shape of the reinforcing plate 330, 332, 334 makes it possible to limit the dimension of a bead in the flange 30, as shown in FIG. 2, or even to avoid the formation of such a bead.
  • the tapered shape further allows a better stiffness transition between the flange 30 and the ferrule panel to which it is attached.
  • a first embodiment of the invention is described in support of FIG.
  • the reinforcing plate 330 comprises a tapered end portion 331, which is in direct contact with the second portion 32 of the flange 30.
  • the shape and shape of the tubular and the flange 30 and improves the mechanical strength in the transition zone between the flange 30 and the ferrule;
  • this reinforcing plate 330 may be made of a composite material, independently of the flange 30.
  • the reinforcing plate 330 may be produced by RTM type injection, by infusion or by autoclave cooking.
  • this reinforcing plate 330 may comprise pre-impregnated plies, dry fabric, woven preforms or short fibers.
  • the reinforcing plate 30 may also be metallic.
  • the reinforcing plate 330 thus has a stiffness enabling it to fulfill its function of reinforcing the flange 30.
  • the reinforcing plate 332 has an end portion also bevelled, in the form of an elongate bevel 333 extending over most of the length of the second portion 32 of the flange 30 or even the entire length of the second portion 32 of the flange 30, directly in contact with the flange 30.
  • This elongate shape 333 is advantageous insofar as it makes it possible to better distribute the effect of the pressure on the second part 32 of the flange 30, with respect to the first embodiment, the bead that can be formed when the reinforcement 332 is reported directly on the flange 30 is of reduced size, see deleted.
  • the reinforcing plate 332 may be manufactured in the same manner as the reinforcement plate 330 of the first embodiment and comprise identical components.
  • a third embodiment of the invention is described in support of FIG.
  • the reinforcing plate 330 which is identical to the reinforcing plate described for the first embodiment, is no longer directly attached to the flange 30.
  • an intermediate plate 36 fixed between the flange 30 and the reinforcement plate 330.
  • This intermediate plate 36 is an alternative embodiment of the previous solution that can be su ive materials retained for the realization of the plate easier to achieve.
  • the intermediate plate 36 makes it possible to release the pressure applied to the folds of the portion 32 of the flange 30 by the reinforcement plate 330-331 during cooking.
  • this intermediate plate 36 is attached against the first part 31 of the flange and extends at its end in contact with the second part 32 of the flange 30 beyond the tapered end portion 331 of the reinforcing plate 330.
  • the intermediate plate 36 l imits, or even eliminates, any puncturing phenomenon of the flange 30 which could occur when the assembly formed by the intermediate plate 36 and the reinforcement plate 330 is attached to the flange 30.
  • the reinforcing plate 330 and the intermediate plate 36 will generally be manufactured and then assembled to one another, before being reported together on the flange 30.
  • the intermediate plate 36 may be made of a composite material, for example with constituents identical to those of the reinforcement plate 330.
  • this intermediate plate 36 may be made of a metallic material such as aluminum or titanium.
  • the intermediate plate 36 typically has a thickness of between 0.1 and 3 mm.
  • a fourth embodiment of the invention is described in support of FIG. This fourth embodiment is intended to provide all the advantages of the third embodiment.
  • the reinforcement piece 334 has a similar shape to the shape obtained, for the third embodiment, once the reinforcing plate 330 and the intermediate plate 36 have been assembled.
  • the reinforcing plate 334 comprises:
  • a second part 336 situated in the extension of the first part 335 of the reinforcing plate 334 and forming the bevelled part of this reinforcing plate 334, this second part 336 of the reinforcing plate 334 being attached against the second part 32 the flange 30;
  • a third portion 337 located in the extension of the beveled portion 336 of the reinforcing plate 334 and attached to the second portion 32 of the flange 30
  • the third portion 337 of the reinforcing plate 334 may have a thickness less than that of the first 335 and second 336 parts of the reinforcing plate 334.
  • Its thickness can be between 0.1 and 3 mm, as is the case for the thickness of the intermediate plate 36 described in the third embodiment.
  • the reinforcing plate 334 may be manufactured in the same manner as the reinforcing plate 330 of the first embodiment and include the same components.
  • the invention is not limited to L-shaped flanges, but could be applied to other flanges having at least two parts which extend transversely relative to each other.

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Abstract

L'invention concerne un ensemble pour une nacelle d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend: - une bride (30) comportant au moins une première partie (31 ) destinée à être fixée à une autre bride et une deuxième partie (32) s'étendant transversalement par rapport à la première partie (31 ) et destinée à être fixée sur un panneau dudit ensemble; et - une plaque de renfort (330) rapportée directement su r la bride ou, éventuellement, indirectement au moyen d'une plaque intermédiaire fixée entre la plaque de renfort et la bride, ladite plaque de renfort présentant une partie de forme biseautée en regard de la deuxième partie de la bride.

Description

Ensemble pour une nacelle d'aéronef
La présente invention concerne un ensemble comportant une bride et une plaque de renfort de cette bride, destiné à une nacelle d'aéronef.
Une nacelle de turboréacteur d'aéronef possède une structure comprenant une entrée d'air, une section médiane entourant une soufflante de turboréacteur, et une section aval entourant le turboréacteur et abritant généralement un système d'inversion de poussée.
Un tel ensemble peut être utilisé, de façon non limitative, dans le montage de l'entrée d'air et de la section médiane de la nacelle, comme illustré plus particulièrement sur la figure 1 .
La structure d'entrée d'air de la nacelle se divise en deux zones, à savoir d'une part, une lèvre d'entrée annulaire à profil aérodynamique adaptée pour permettre la captation optimale vers le turboréacteur de l'air nécessaire à l'alimentation de la soufflante et des compresseurs internes du turboréacteur, et, d'autre part, une structure aval comprenant une virole interne annulaire et un capot externe annulaire radialement espacé de la virole interne, virole i nterne su r l aq u el l e est ra pportée l a l èvre et d esti n ée à ca n al iser convenablement l'air vers la soufflante.
Une telle virole est illustrée sur la figure 1 et désignée par la référence 10.
Cette virole interne 10 de la structure d'entrée d'air est traitée de façon classique pour former une structure 1 1 acoustique d'atténuation de l'onde sonore.
Elle peut comporter une peau interne perméable à l'air, une peau externe imperméable à l'air et une âme alvéolaire en nid d'abeille.
D'autres variantes de réalisation sont envisageables, comme le remplacement de l'âme alvéolaire par de la mousse poreuse ou des microsphères.
En référence à la figure 1 également, la section médiane, quant à elle, comprend d'une part, un carter interne 20 entourant la soufflante du turboréacteur (non illustrée) prolongeant la virole interne 1 0 de la structure d'entrée d'air et, d'autre part, une structure externe (non représentée) de carénage du carter prolongeant le capot externe de la structure d'entrée d'air.
La virole interne 10 est destinée à être fixée au carter de soufflante
20 dans un plan de jonction désigné par la lettre A, grâce à des brides de raccordement périphériques 30, 40 placées, respectivement, sur l'extrémité aval de la virole interne 10 et sur l'extrémité amont du carter de soufflante 20.
Da n s u n mod e d e réal isation , la brid e d e raccord ement 30 comprend une première partie 31 s'étendant suivant une direction radiale et u n e deuxième partie 32 s'étenda nt selon la d i rection long itud i nal e d u turboréacteur, de sorte que la section longitudinale de la bride 30 est en forme de L.
La deuxième partie de raccordement 32 de la bride 30 correspondant à la virole interne 10 de la structure d'entrée d'air est destinée à être fixée sur ladite virole 10.
La bride 30 est, généralement, réalisée par drapage de tissus préimprégnés avec une cuisson autoclave, en tissus secs ou avec une préforme tissée avec injection de type Resin Transfer Moulding en termes anglo-saxons ou par infusion.
La bride de raccordement 30 de la virole interne 10 peut être reliée par tous moyens de fixation connus et /ou moyens de centrage permettant d'assurer le centrage des deux structures à fixer ensemble (non illustrés sur la figure 1 ) à la bride de raccordement 40 du carter 20 au niveau du plan de jonction A, à travers l'orifice 35.
Classiquement, une plaque de renfort 33 peut être rapportée sur l'une et/ou l'autre des brides, ici la bride 30 correspondant à la virole interne 10.
Cette plaque de renfort 33 permet de répondre aux exigences de résistance structurale de la bride de raccordement 30.
Elle est adaptée pour mettre en forme la bride correspondante et notamment pour définir le rayon de courbure de cette dernière.
Elle est également adaptée pour définir la raideur de la bride 30 sur l'ensemble de sa circonférence.
Elle prévient aussi le dépliage des plis de la bride 30 dans le rayon lorsque la virole 10 est soum ise à des efforts de traction et amortit les contraintes générées par le serrage des moyens de fixation.
Toutefois, comme cela peut être constaté sur la figure 2, la plaque de renfort 33 génère, lorsqu'elle est rapportée sur la bride 30, un bourrelet 320 dans la bride 30, situé au niveau du côté de la plaque de renfort 33.
Ce bou rrelet 320 forme une variation d'épaisseu r localement brutale, typiquement de 0,5mm, qui engendre une variation du taux de fibre et de l'orientation de ces fibres du matériau composite formant la bride 30. Ceci est dommageable dans les cas extrêmes de chargement pour la tenue mécanique de la bride 30.
D'autre part, la variation de raideur entre la partie bride 30 et la virole 10 peut, dans le cas d'un effort radial appliqué sur la bride 30, engendrer un point faible au niveau de la partie virole à la transition bride 30 /virole 10.
La présente invention a donc pour objet de pallier cet inconvénient.
A cet effet, la présente invention propose un ensemble pour une nacelle d'aéronef, remarquable en ce qu'il comprend:
- une bride comportant au moins une première partie destinée à être fixée à une autre bride et une deuxième partie s'étendant transversalement par rapport à la première partie et destinée à être fixée sur un panneau dudit ensemble et
- une plaque de renfort rapportée directement sur la bride ou, éventuellement, indirectement au moyen d'une plaque intermédiaire fixée entre la plaque de renfort et la bride, ladite plaque de renfort présentant une partie de forme biseautée en regard de la deuxième partie de la bride.
Grâce à la présente invention, on évite qu'un bourrelet soit engendré sur la deuxième partie de la bride et ainsi, on améliore la santé matière du composite.
De plus, cette forme biseautée permet une transition de raideur moins brutale entre la bride et la virole sur laquelle elle repose et améliore la tenue mécanique de la virole dans la zone de jonction avec la bride sous sollicitation radiale.
Selon des modes particuliers de réalisation de l'invention, l'ensemble selon l ' i nvention peut com prend re u ne ou pl us ieu rs des ca ractéristiq u es su iva ntes , pri se(s ) i sol ém ent ou en com b i n a ison techniquement possible :
- la partie biseautée de la plaque de renfort est une partie d'extrémité de cette plaque de renfort, en contact avec la deuxième partie de la bride.
- la partie d'extrémité biseautée de la plaque de renfort se présente sous la forme d'un biseau allongé s'étendant le long de la deuxième partie de la bride ;
- l'ensemble comprend une plaque intermédiaire, fixée entre la bride et la plaque de renfort ; - la plaque intermédiaire s'étend, au niveau de son extrémité en contact avec la deuxième partie de la bride, au-delà de la partie d'extrémité de la plaque de renfort ;
- la plaque intermédiaire est réalisée en un matériau composite ou en un matériau métallique, tel que l'aluminium ou le titane ;
- la plaque intermédiaire présente une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 3 mm ;
- la partie biseautée de la plaq ue de renfort est u ne partie d'extrémité de cette plaque ;
- la plaque de renfort comprend:
- une première partie rapportée contre la première partie de la bride,
- une deuxième partie, située dans le prolongement de la première partie de la plaque de renfort et formant la partie biseautée de cette plaque de renfort, cette deuxième partie de la plaque de renfort étant rapportée contre la deuxième partie de la bride et,
- une troisième partie, située dans le prolongement de la partie biseautée de la plaque de renfort et rapportée contre la deuxième partie de la bride.
- la troisième partie de la plaque de renfort présente une épaisseur comprise entre 0.1 mm et 3 mm.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon des modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs et en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue partielle en coupe d'un assemblage d'une structure d'entrée d'air et d'un carter de soufflante selon l'art antérieur ;
- la figure 2 est une vue partielle en coupe de l'assemblage de la figure 1 au niveau de l'interface entre une bride de cet assemblage et une plaque de renfort de cette bride ;
- la figure 3 est une vue partielle en coupe d'une bride selon un premier mode de réalisation de l'invention, ladite bride pouvant être utilisée dans un assemblage tel que représenté sur la figure 1 ;
- la figure 4 est une vue partielle en coupe d'une bride selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, ladite bride pouvant être utilisée dans un assemblage tel que représenté sur la figure 1 ; - la figure 5 est une vue partielle en coupe d'une bride selon un troisième mode de réalisation de l'invention, ladite bride pouvant être utilisée dans un assemblage tel que représenté sur la figure 1 ;
- la figure 6 est une vue partielle en coupe d'une bride selon un quatrième mode de réalisation de l'invention, ladite bride pouvant être utilisée dans un assemblage tel que représenté sur la figure 1 .
De manière générale, et comme représentés sur les figures 3 à 6 annexées, l'invention concerne un ensemble pour une nacelle d'aéronef comprenant :
- une bride 30 comportant au moins une première partie 31 destinée à être fixée à u n e autre brid e 40 et u n e d euxièm e pa rtie 32 s'étend ant transversalement par rapport à la première partie 31 destinée à être fixée sur un panneau dudit ensemble. Dans une variante de réalisation, cette partie 32 peut éventuellement être fixée sur un panneau acoustique dudit ensemble.
- une plaque de renfort 330, 332, 334 rapportée directement sur la bride 30 ou, éventuellement, indirectement au moyen d'une plaque intermédiaire 36 fixée entre la plaque de renfort 330, 332, 334 et la bride 30, ladite plaque de renfort 330, 332, 334 présentant une partie de forme biseautée en regard de la deuxième partie 32 de la bride 30.
La forme biseautée de la plaque de renfort 330, 332, 334 permet de limiter la dimension d'un bourrelet dans la bride 30, comme représenté sur la figure 2, voire d'éviter la formation d'un tel bourrelet.
La forme biseautée permet, en outre, une meilleure transition de raideur entre la bride 30 et le panneau de virole sur laquelle elle est fixée.
Un premier mode de réalisation de l'invention est décrit à l'appui de la figure 3.
Selon ce prem ier mode de réal isation, la plaque de renfort 330 comprend une partie d'extrémité biseautée 331 , qui est en contact direct avec la deuxième partie 32 de la bride 30.
Le fait que l'extrémité biseautée 331 de la plaque de renfort 330 soit en contact avec la deuxième partie 32 de la bride 30 limite la dimension du bourrelet tel que représenté sur la figure 2, bourrelet qui est susceptible d'être formé su r l a pa rti e 32 lorsq ue la plaq ue de renfort 330 est rapportée directement sur la bride 30 et exerce une pression sur la bride 30 pour la mettre en forme et définir son rayon de courbure.
La form e b i sea utée perm et u n e tra n s it ion d e ra id eu r pl u s progressive entre la virole et la bride 30 et améliore la tenue mécanique dans la zone de transition entre la bride 30 et la virole;
Il convient de noter q ue cette plaq ue de renfort 330 peut être réalisée dans un matériau composite, de façon indépendante à la bride 30.
Pour cela, la plaque de renfort 330 peut être produite par injection de type RTM, par infusion ou par cuisson en autoclave.
Elle est généralement précuite, puis rapportée sur la bride 30 sur des plis de la bride non encore polymérisés.
Dans des variantes non limitatives de réalisation, cette plaque de renfort 330 peut com prend re des pl is pré-im prégnés, d u tissu sec, des préformes tissées ou des fibres courtes.
La plaque de renfort 30 peut aussi être métallique.
La plaque de renfort 330 présente ainsi une raideur lui permettant de remplir sa fonction de renfort de la bride 30.
Un deuxième mode de réalisation de l'invention est décrit à l'appui de la figure 4.
Dans ce deuxième mode de réalisation, la plaque de renfort 332 présente une partie d'extrémité également biseautée, se présentant sous la forme d'un biseau allongé 333 s'étendant sur la majeur partie de la longueur de la deuxième partie 32 de la bride 30 voire de l'ensemble de la longueur de la deuxième partie 32 de la bride 30, directement au contact de la bride 30.
Cette forme allongée 333 est avantageuse dans la mesure où elle permet de mieux répartir l'effet de la pression sur la deuxième partie 32 de la bride 30, par rapport au premier mode de réalisation, le bourrelet susceptible d'être formé lorsque la plaque de renfort 332 est rapportée directement sur la bride 30 est de dimension réduite voir supprimé.
La plaque de renfort 332 peut être fabriquée de la même façon que la plaque de renfort 330 du premier mode de réal isation et comprendre des constituants identiques.
Un troisième mode de réalisation de l'invention est décrit à l'appui de la figure 5. Dans ce troisième mode de réalisation, la plaque de renfort 330, laquelle est identique à la plaque de renfort décrite pour le premier mode de réalisation, n'est plus directement rapportée contre la bride 30.
En effet, dans ce mode de réalisation, il est prévu une plaque intermédiaire 36, fixée entre la bride 30 et la plaque de renfort 330.
Cette plaque intermédiaire 36 est une variante de réalisation de la sol ution précédente qu i peut être su ivant les matériaux reten us pou r la réalisation de la plaque plus facile à réaliser.
Dan s ce cas, la plaque interméd iaire 36 permet de l isser la pression appliquée sur les plis de la partie 32 de la bride 30 par la plaque de renfort 330-331 lors de la cuisson.
Avantageusement, et comme illustré sur la figure 5, cette plaque intermédiaire 36 est rapportée contre la prem ière partie 31 de la bride et, s'étend au niveau de son extrémité en contact avec la deuxième partie 32 de la bride 30 au-delà de la partie d'extrémité biseautée 331 de la plaque de renfort 330.
Cela permet de répartir encore mieux les efforts appliqués à la bride 30, en l'occurrence à la deuxième partie 32 de la bride 30, par la plaque de renfort 330.
Ainsi, la plaque interméd iaire 36 l im ite, voire supprime, tout phénomène de poinçonnement de la bride 30 qui pourrait advenir lorsque l'ensemble formé par la plaque intermédiaire 36 et la plaque de renfort 330 est rapporté sur la bride 30.
En effet, la plaque de renfort 330 et la plaque intermédiaire 36 seront généralement fabriquées puis assemblées l'une à l'autre, avant d'être rapportées ensemble sur la bride 30.
La plaque intermédiaire 36 peut être réalisée en un matériau composite, par exemple avec des constituants identiques à ceux de la plaque de renfort 330.
En variante, cette plaque intermédiaire 36 peut être réalisée en un matériau métallique tel que l'aluminium ou le titane.
Par ailleurs, la plaque intermédiaire 36 présente typiquement une épaisseur comprise entre 0,1 et 3 mm. Un quatrième mode de réalisation de l'invention est décrit à l'appui de la figure 6. Ce quatrième mode de réal isation vise à proposer tous les avantages du troisième mode de réalisation.
Cependant, dans ce quatrième mode de réalisation, la pièce de renfort 334 présente une forme assimilable à la forme obtenue, pour le troisième mode de réalisation, une fois que la plaque de renfort 330 et la plaque intermédiaire 36 ont été assemblées.
Ainsi, la plaque de renfort 334 comprend :
- une première partie 335 rapportée contre la première partie 31 de la bride 30,
- une deuxième partie 336, située dans le prolongement de la première partie 335 de la plaque de renfort 334 et formant la partie biseautée de cette plaque de renfort 334, cette deuxième partie 336 de la plaque de renfort 334 étant rapportée contre la deuxième partie 32 de la bride 30 ; et
- une troisième partie 337, située dans le prolongement de la partie biseautée 336 de la plaque de renfort 334 et rapportée contre la deuxième partie 32 de la bride 30
Par ailleurs, la troisième partie 337 de la plaque de renfort 334 peut présenter une épaisseur inférieure à celle des premières 335 et seconde 336 parties de la plaque de renfort 334.
Son épaisseur peut être comprise entre 0,1 et 3 mm , comme cela est le cas pour l'épaisseur de la plaque interméd iaire 36 décrite dans le troisième mode de réalisation.
La plaque de renfort 334 peut être fabriquée de la même façon que la plaque de renfort 330 du premier mode de réalisation et comprendre les mêmes constituants.
Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, fournis à titre purement illustratif.
Ainsi, par exemple, quel que soit le mode de réalisation envisagé, il convient de noter que l'invention n'est pas limitée aux brides en forme de L, mais pourrait s'appliquer à d'autres brides présentant au moins deux parties qui s'étendent transversalement l'une par rapport à l'autre.
C'est par exemple le cas des brides en T.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble pour une nacelle d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend:
- une bride (30) comportant au moins une première partie (31 ) destinée à être fixée à une autre bride (40) et une deuxième partie (32) s'étendant transversalement par rapport à la première partie (31 ) et destinée à être fixée sur un panneau dudit ensemble ; et
- une plaque de renfort (330, 332, 334) rapportée directement sur la bride (30) ou , éventuel l ement, ind i rectement au moyen d 'u ne plaq ue intermédiaire (36) fixée entre la plaque de renfort (330, 332, 334) et la bride (30), ladite plaque de renfort (330, 332, 334) présentant une partie de forme biseautée en regard de la deuxième partie (32) de la bride (30).
2. Ensemble selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la partie biseautée (331 , 333) de la plaque de renfort (330, 332) est une partie d'extrémité de cette plaque de renfort, en contact avec la deuxième partie (32) de la bride (30).
3. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la partie d'extrémité biseautée (333) de la plaque de renfort (332) se présente sous la forme d'un biseau allongé s'étendant le long de la deuxième partie (32) de la bride (30).
4. Ensemble selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comprend une plaque intermédiaire (36), fixée entre la bride (30) et la plaque de renfort (330).
5. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la plaque intermédiaire (36) s'étend, au niveau de son extrémité en contact avec la deuxième partie (32) de la bride (30), au-delà de la partie d'extrémité (331 ) de la plaque de renfort (330).
6. Ensemble selon l ' u n e d es reve nd i cat io n s 4 ou 5 , caractérisé en ce que la plaque intermédiaire (36) est réalisée en un matériau composite ou en un matériau métallique, tel que l'aluminium ou le titane.
7. Ensemble selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que la plaque intermédiaire (36) présente une épaisseur comprise entre 0.1 mm et 3 mm.
8. Ensemble selon l'une des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que la partie biseautée de la plaque de renfort (330) est une partie d'extrémité (331 ) de cette plaque (330).
9. Ensemble selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la plaque de renfort (334) comprend :
- une première partie (335) rapportée contre la première partie (31 ) de la bride (30),
- une deuxième partie (336), située dans le prolongement de la première partie (335) de la plaque de renfort (334) et formant la partie biseautée de cette plaque de renfort (334), cette deuxième partie (336) de la plaque de renfort (334) étant rapportée contre la deuxième partie (32) de la bride (30) ; et
- une troisième partie (337), située dans le prolongement de la partie biseautée (336) de la plaque de renfort (334) et rapportée contre la deuxième partie (32) de la bride (30).
10. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la troisième partie (337) de la plaque de renfort (334) présente une épaisseur comprise entre 0,1 et 3 mm.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2988407B1 (fr) * 2012-03-22 2014-10-31 Aircelle Sa Procede de fabrication d'une preforme monobloc pour structure composite
US11046445B2 (en) 2017-07-26 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
US10767596B2 (en) 2017-07-26 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Nacelle
CN110821583B (zh) * 2019-12-05 2022-06-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 机匣筒体的边缘连接结构和机匣
US12084982B2 (en) 2022-10-03 2024-09-10 Rtx Corporation Flange and assembly for gas turbine engine case

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1357279A2 (fr) * 1997-08-19 2003-10-29 Airbus France Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
EP1777377A2 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 General Electric Company Assemblage à brides et turbine à gaz associée

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4509616A (en) * 1983-05-02 1985-04-09 United Technologies Corporation Acoustical liners
ES2168027B1 (es) * 1998-12-18 2003-10-01 Airbus Espana Sl Un procedimiento de union a traccion-compresion de caracter desmontable y/o fijo para aplicar a materiales compuestos.
US6672833B2 (en) * 2001-12-18 2004-01-06 General Electric Company Gas turbine engine frame flowpath liner support
FR2866626B1 (fr) * 2004-02-20 2006-05-19 Airbus France Arret de raidisseur a pentes decalees et panneau muni d'un tel arret
FR2898870B1 (fr) * 2006-03-24 2008-05-23 Aircelle Sa Structure de virole d'entree d'air
FR2903732B1 (fr) * 2006-07-12 2008-09-12 Airbus France Sas Entree d'air pour turbomoteur d'aeronef.
FI119979B (fi) * 2007-03-12 2009-05-29 Patria Aerostructures Oy Ilma-aluksen kaarielementti ja komposiittilaippa
FR2926789B1 (fr) * 2008-01-29 2010-05-28 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur
US7712488B2 (en) * 2008-03-31 2010-05-11 Albany Engineered Composites, Inc. Fiber architecture for Pi-preforms
FR2936223B1 (fr) * 2008-09-23 2010-09-17 Airbus France Dispositif de liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
FR2959726B1 (fr) * 2010-05-07 2013-05-31 Aircelle Sa Ensemble pour systeme propulsif d'aeronef
FR2966127B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-14 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant au moins une cloison radiale entre deux conduits
CN103492158B (zh) * 2011-04-26 2016-06-15 株式会社Ihi 成形部件
FR2978735A1 (fr) * 2011-08-05 2013-02-08 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
US9440414B2 (en) * 2014-07-25 2016-09-13 The Boeing Company Fabric jacketed unidirectional noodle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1357279A2 (fr) * 1997-08-19 2003-10-29 Airbus France Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
EP1777377A2 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 General Electric Company Assemblage à brides et turbine à gaz associée

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