WO2014033412A1 - Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussée à grilles de déviation - Google Patents

Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussée à grilles de déviation Download PDF

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box
front frame
torsion
torsion box
nacelle
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PCT/FR2013/052011
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Xavier Cazuc
Jean-Philippe Joret
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Aircelle
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • 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 a front frame for a thrust reverser structure with deflection grids for a nacelle of an aircraft.
  • the invention also relates to a nacelle comprising such a front frame.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical thrust reversal system.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing the thrust reversal means and intended to surround the engine room. combustion of the turbojet, and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular channel, also called vein, formed between a fairing of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle.
  • the two air streams are ejected from the turbojet engine by the rear of the nacelle.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the annular channel of the cold air flow and directs the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft .
  • an inverter comprises movable covers moved between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage for the deflected flow, and on the other hand, a retracted position in which they close this passage.
  • These covers can perform a deflection function or simply activation other means of deflection.
  • inverter with deflection grids also known as a cascade inverter
  • the reorientation of the air flow is carried out by deflection grids associated with inversion flaps, the hood slides to aim at discover or cover the deflection grilles.
  • the inversion flaps form locking doors activated by the sliding of the cowling generally generating a closure of the annular channel downstream of the grids so as to optimize the reorientation of the cold air flow.
  • the deflection grilles are attached to the turbojet casing and the median section of the nacelle using a front frame.
  • the usual front frames have a multitude of parts.
  • a conventional front frame comprises a generally triangular torsion box in cross section comprising a bottom wall connecting two upstream and downstream walls, the assembly forming the triangular section.
  • first plane upstream fastening edge for attaching said box to a fan casing and a second plane also downstream fastening edge for attaching said box to the deflection grids.
  • the front frame further comprises a panel ensuring the fire resistance of the front frame and for attaching the front frame to the outer cover of the middle section.
  • This panel is attached to one and / or the other of the upstream and downstream walls of the torsion box.
  • the lower wall of the torsion box is subjected to tension forces generated by mounting the deflection grids on the torsion box.
  • the actuators driving the thrust reverser cover in these displacements between its different positions are mounted on the front frame, the latter is subjected to a torque that must be efficiently transmitted from the actuators to a suspension mat on which is mounted the basket.
  • the structures that are best adapted to transmit a torque are the tubular structures whereas for the forces in tension and compression, a flat structure is preferred.
  • a good compromise torsion box to perform these functions is a tubular torsion box of triangular cross section, associated with a suitable flat portion, the lower part of the box.
  • the subject of the invention is a front frame for an aircraft nacelle comprising a turbojet engine mounted on a suspension pylon, the nacelle comprising a thrust reverser comprising at least one actuator adapted to open a thrust reverser hood.
  • said frame having a tubular torsion box, a first straight attachment edge for attaching said box to a turbojet housing, and a second straight attachment edge for attaching said box to a flow deflection means air, said frame being arranged to transmit forces in tension and compression between the turbojet casing and the airflow deflection means and the torsion forces taken up by the suspension mast.
  • This front frame is remarkable in that the tubular torsion box has a semi-elliptical or elliptical cross section.
  • the torsional torque transmission is optimized while maintaining optimum transmission of the tension / compression forces to which the torsion box is subjected, by limiting the mass of the front frame as well as by reducing the number of parts to assemble.
  • the front frame of the invention comprises one or more of the following optional features considered alone or according to all the possible combinations: the first and second fastener edges are diametrically opposite with respect to the caisson for transmitting the tensioning forces between the turbojet casing and the airflow deflection means;
  • the front frame comprises a straight structure comprising the first and second edges so as to transmit the forces in tension between the turbojet casing and the airflow deflection means;
  • tubular torsion box having a section of semi-elliptic shape, said straight structure forms the base of the semi-ellipse;
  • tubular torsion casing has a section of semicircular shape
  • tubular torsion box having an elliptical section, said straight structure through the box;
  • tubular torsion casing has a section of circular shape
  • the torsion box comprises a core coated with a composite material
  • the torsion box is made entirely of composite material
  • the front frame comprises a panel intended to attach the torsion box to a median section of the nacelle, said panel forming a single piece with the box.
  • the invention relates to a nacelle comprising a thrust reverser provided with a front frame according to the invention.
  • FIG. 1 is a perspective view of a first embodiment of a front frame according to the invention
  • FIG. 2 is a perspective view in cross section of the front frame of Figure 1 on which are reported flow deflection grids;
  • Figures 3 and 4 are respectively perspective views of a second and third embodiment of a front frame of the invention; - Figures 5 and 6 illustrate two successive steps of a method of manufacturing a front frame according to the first embodiment.
  • a nacelle is intended to form a tubular housing for a turbofan engine with a high dilution ratio and serves to channel the air flows it generates through the blades of a fan, namely a flow of hot air passing through a combustion chamber of the turbojet engine, and a cold air flow circulating outside the turbojet engine.
  • a nacelle comprises an upstream air intake structure, a mid-section surrounding a blower of a turbojet, and a downstream section.
  • the nacelle is tubular in shape of longitudinal axis.
  • longitudinal a direction substantially collinear with the longitudinal axis of the nacelle.
  • transversal means a direction substantially perpendicular to the longitudinal axis of the nacelle.
  • the downstream section comprises, in a manner known per se, an external structure of OFS, housing thrust reversal means, and an internal structure, called IFS.
  • the nacelle is attached downstream by any appropriate means, including rods, to a suspension mast for attachment of the nacelle under an aircraft wing.
  • the internal structure is intended to cover a downstream portion of the turbojet engine extending downstream of the fan so as to define an annular channel for the flow of hot air flow.
  • the outer structure and the inner structure also define another annular flow channel or vein for the cold air flow.
  • the thrust reversal means of the downstream section comprise at least one movable cover covering deflection grids (designated by the reference 1 in particular in Figure 2) and driven in translation upstream and / or downstream of the boat is equipped with one or more actuators.
  • actuators transmit forces in tension and compression in the external fixed structure of the nacelle.
  • the deflection grids 1 are connected to the central section and to the turbojet casing via the front frame 100 of the invention.
  • the front frame 100 of the invention comprises at least:
  • the front frame 100 is arranged to transmit forces in tension and compression between the turbojet casing and the airflow deflection grilles 1
  • tubular element 1 10 has a generally half-toric or toric shape centered on the longitudinal axis of the nacelle.
  • the axis of the tubular element 1 10 may be curved in a semicircular direction to conform to the external curves of the turbojet engine.
  • the tubular torsion box 1 has an elliptical and, more particularly, circular cross-section.
  • tubular torsion box 1 10 having a semi-elliptical and more particularly semi-circular cross section.
  • this elliptical or semi-elliptical cross-section of the tubular torsion box 1 makes it possible to take up the forces of the actuators generated in the fixed structure of the nacelle, which are not aligned on the second fastening edge 130.
  • this elliptical or semi-elliptical cross section of the tubular torsion box 1 1 0 is the best compromise in terms of performance-to-mass ratio for the same effort flow to which the fixed structure of the nacelle is subjected.
  • This geometry el li ptiq ue or semi-elliptical proves the most efficient and makes it possible to achieve a gain in mass with respect to a triangular or trapezoidal shape.
  • This piece may, i n s i, have a longitudinal section substantially J-shaped, to cooperate with a complementary shape carried by the fan housing called V-groove.
  • the ring 2 is not attached to the first attachment edge 120 but formed in one piece with this first attachment edge 120. It is thus configured to directly receive the turbojet casing .
  • This second attachment edge 1 has a conical or cylindrical shape.
  • the front frame 100 has first and second fastener edges 120,130 diametrically opposite with respect to the torsion box 1 10.
  • frame 100 includes a straight cross-sectional structure 140 forming a tapered plate 140 including the first 120 and second 130 leading edges and connecting to transmit the tensioning forces between the turbojet casing and the airflow deflection grilles 1.
  • This conical plate 140 extends in a straight direction and thus is configured to connect to the deflection gates 1 and the turbojet casing through the corresponding attachment edges 120,130.
  • the conical plate 140 forms the base of the semi-ellipse of the torsion box 1 10.
  • the conical plate 140 passes through the torsion box 1 10.
  • the torsion box 1 1 0 may be formed by a tubular element of circular section formed by two elements 1 1 0a and 1 1 0b semicircular section and a conical plate 140 at the interface of these two elements.
  • the front frame 100 includes a wall 150 intended to interface with the fan cowl, in order to withstand the forces from the fan cowl, clamping effect and support hood.
  • This wall 150 makes it possible, in addition, to create a compartment to ensure the fire resistance of the assembly. It can thus contain the fire in case of flame in the compartment delimited by the crankcase, the fan cowl and the wall 150.
  • This wall 150 is formed protruding from the outer circumference of the torsion box 1 10, in the direction of the outer cover.
  • This wall 150 is substantially straight over most of its length.
  • the front frame 100 comprises a third attachment edge 160 projecting outwardly from the torsion box 1 10 and adapted to ensure the attachment of a secondary structure 170 providing the edge function of deviation on the torsion box 1 10 so as to define an aerodynamic continuity of the flow in thrust reversal phase, in order to avoid flow detachment.
  • the front frame 1 00 may further comprise transverse stiffeners 1 80 relying on the fire wall 1 50, a portion of the circumference of the torsion box 1 10 and the first fastening edge 120.
  • transverse stiffeners 190 connecting the second fastening edge 130, a portion of the circumference of the torsion box 1 10 and the third fastening edge 160 to the deflection edge.
  • the front frame 100 formed by the fire resistance panel 150, the torsion box 1 10 and the attachment edges 120, 130 form a single piece. They are preferably made of a composite material, which makes it possible to lighten the mass of the front frame 100.
  • the torsion box 1 10 comprises a metal core 1 1 1 coated with a composite material 1 12.
  • the torsion box 1 10 comprises a core 1 1 1 composite robed by a n 1112 composite material that is i it is integrally made of composite material.
  • the front frame 1 00 comprises a torsion box 1 10 formed of an assembly:
  • one or more outer layers of composite material adapted to coat the tubular core.
  • these outer layers form, in addition, the fire resistance board 1 50 and the first and second attachment edges 120, 130.
  • the fibers 1 12 of the outer layers are continuous from one end of the fireproof panel 150 near the outer cover to the second fastening edge 130, through the coating of the tubular core January 11.
  • the fibers 1 12 of the outer layers are continuous from the first fastening edge 120, to the second fastening edge 130, through the coating of the tubular core January 11.
  • the fiber layers of the plate 140 are continuous from the first fastening edge 120 to the second fastening edge 130.
  • the torsional torque transmission is optimized to the suspension mat while maintaining optimum transmission of the tensile / compressive forces to which the torsion box is subjected by the presence of planar elements permeating the light. em ent of de fi bres of material with the effo rts in tension / compression.
  • the mechanical strength of the front frame of the invention facing the stresses is, in addition, improved.
  • Such a front frame can be obtained, for example, by a process known as infusion or resin injection using a rigid bladder or counter mold.
  • it can be obtained by injection of the resin in the thickness and not in the direction of the fibers, as is the case in the RTM process. It is also possible to use a draping method of draping pre-impregnated resin plies on a mold and baking at a temperature above 100 ° C.
  • FIGS. 5 and 6 a non-limiting embodiment of a method of manufacturing a front frame 10 according to the invention by resin transfer is observed.
  • This method provides, in a nonlimiting manner, four parts of the following counter molds, forming the component parts of the mold of a front frame 100 according to the invention:
  • a counter-mold 3 forming the counter-shape of the wall 150, a portion of the outer circumference of the core and the first attachment edge 120;
  • a counter-mold 5 forming the counter-shape of the second fastening edge 1 30, a portion of the outer circumference of the core 1 1 1 and the third fastening edge for the deflection edge;
  • a counter-mold 6 forming the counter-form of the first fastening edge 1 and the third edge-of-deviation fastening edge.
  • the fiber ply mold forming the outer layers of the front frame 100 is draped.
  • the four against molds are closed against the tubular core of the torsion box, made of metallic or composite material, so as to completely coat it in a complementary manner.
  • the resin is injected and the assembly is cooked so as to make the various elements constituting the front frame 100 integral.
  • the materials used can be any known material.
  • the composite material is typically chosen from materials based on carbon fibers, glass fibers, aramid fibers or a mixture of these materials with an epoxy resin or Bis-maleimide (BMI) which makes it possible to ensure both a lightening of the mass of the front frame of the invention 121 and also to ensure sufficient mechanical strength.
  • BMI Bis-maleimide
  • the front frame of the invention has a reduced number of elements compared to the prior art.
  • the reduction in the number of elements forming the front frame of the invention makes it possible to reduce the mass and the manufacturing costs.
  • the manufacturing processes are simple and fast, well suited to production line production.

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Abstract

L'invention se rapporte à un cadre avant (100) pour nacelle d'aéronef comprenant un turboréacteur monté sur un mât de suspension, la nacelle comprenant un inverseur de poussée comprenant un actionneur adapté pour ouvrir un capot d'inversion de poussée, ledit cadre avant (100) comportant un caisson de torsion (110) de forme tubulaire, un premier bord d'attache (120) droit destiné à attacher ledit caisson sur un carter de turboréacteur et un deuxième bord d'attache (130) également droit destiné à attacher ledit caisson à des moyens (1) de déviation de flux d'air, ledit cadre avant (100) étant agencé pour transmettre des efforts en tension et compression entre le carter de turboréacteur et les moyens (1) de déviation de flux d'air et des efforts de torsion repris par le mât de suspension, ledit cadre (100) étant caractérisé en ce que le caisson de torsion (110) tubulaire présente une section transversale semi-elliptique ou elliptique.

Description

Cadre avant pour une structure d'inverseur de poussée à grilles de déviation La présente invention concerne un cadre avant pour une structure d'inverseur de poussée à grilles de déviation pour une nacelle d'un aéronef.
L'invention concerne également une nacelle comportant un tel cadre avant.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'inversion de poussée.
Plus précisément, une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant les moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un canal annulaire, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés hors du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur obstrue le canal annulaire du flux d'air froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux d'air froid varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçâmes entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots peuvent remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation.
Dans le cas d'un inverseur à grilles de déviation, également connu sous le nom d'inverseur à cascade, la réorientation du flux d'air est effectuée par des grilles de déviation associées à des volets d'inversion, le capot coulisse visant à découvrir ou recouvrir les grilles de déviation. Les volets d'inversion forment des portes de blocage activées par le coulissement du capotage engendrant généralement une fermeture du canal annulaire en aval des grilles de manière à optimiser la réorientation du flux d'air froid.
Généralement, les grilles de déviation sont attachées au carter du turboréacteur et à la section médiane de la nacelle à l'aide d'un cadre avant.
Les cadres avant usuels comportent une multitude de pièces.
Plus précisément, un cadre avant usuel comporte un caisson de torsion généralement triangulaire en section transversale comprenant une paroi inférieure reliant deux parois amont et aval, l'ensemble formant la section triangulaire.
Sur la paroi inférieure est rapportée un premier bord d'attache amont plan destiné à attacher ledit caisson à un carter de soufflante et un deuxième bord d'attache aval également plan destiné à attacher ledit caisson aux grilles de déviation.
Le cadre avant comprend, par ailleurs, un panneau assurant la tenue au feu du cadre avant et permettant de rattacher le cadre avant au capot externe de la section médiane.
Ce panneau est rapporté sur l'une et/ou l'autre des parois amont et aval du caisson de torsion.
La paroi inférieure du caisson de torsion est soumise à des efforts de tension engendrés par le montage des grilles de déviation sur le caisson de torsion.
Par ailleurs, les actionneurs entraînant le capot d'inversion de poussée dans ces déplacements entre ses différentes positions étant montés sur le cadre avant, ce dernier est soumis à un couple qu'il convient de transmettre efficacement des actionneurs vers un mat de suspension sur lequel est montée la nacelle. Il est connu que les structures les mieux adaptées pour transmettre un couple sont les structures tubulaires tandis que pour les efforts en tension et compression, une structure plane est à privilégier.
Un bon compromis de caisson de torsion pour remplir ces fonctions est un caisson de torsion tubulaire, de section transversale triangulaire, associé à une partie plane adaptée, en partie inférieure du caisson.
Les parois planes du caisson de torsion, les sommets angulaires entre ces parois et la plaque favorisent la transmission des efforts en tension des grilles de déviation vers le carter de turboréacteur, ceci en s'alignant aux différents chemins d'efforts des efforts en tension transmis des grilles de déviation au carter de turboréacteur.
Toutefois, il existe un besoin permanent d'optimiser la transmission de ces différents efforts et couple en torsion tout en conservant la nécessité d'allégement des pièces du cadre avant et la simplification de la fabrication de ces pièces.
A cet effet, l'invention a pour objet un cadre avant pour nacelle d'aéronef comprenant un turboréacteur monté sur un mât de suspension, la nacelle comprenant un inverseur de poussée comprenant au moins un actionneur adapté pour ouvrir un capot d'inversion de poussée, ledit cadre comportant un caisson de torsion de forme tubulaire, un premier bord d'attache droit destiné à attacher ledit caisson sur un carter de turboréacteur et un deuxième bord d'attache droit destiné à attacher ledit caisson à des moyens de déviation de flux d'air, ledit cadre étant agencé pour transmettre des efforts en tension et compression entre le carter de turboréacteur et les moyens de déviation de flux d'air et des efforts de torsion repris par le mât de suspension.
Ce cadre avant est remarquable en ce que le caisson de torsion tubulaire présente une section transversale semi-elliptique ou elliptique.
Grâce à la présente invention, on optimise la transmission du couple en torsion tout en conservant une transmission optimale des efforts en tension/compression auxquels est soumis le caisson de torsion, ceci en limitant la masse du cadre avant ainsi qu'en réduisant le nombre de pièces à assembler.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, le cadre avant de l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles : - les premier et deuxième bords d'attaches sont diamétralement opposés par rapport au caisson pour transmettre les efforts en tension entre le carter d u turboréacteu r et les moyens de déviation de flux d'air ;
- le cadre avant comprend une structure droite comprenant les prem ier et deuxième bords pou r transmettre les efforts en tension entre le carter de turboréacteur et les moyens de déviation de flux d'air ;
- le caisson de torsion tubulaire présentant une section de forme semi-elliptique, ladite structure droite forme la base de la semi- ellipse ;
- le caisson de torsion tubulaire présente une section de forme semi-circulaire ;
- le caisson de torsion tubulaire présentant une section de forme elliptique, ladite structure droite traverse le caisson ;
- le caisson de torsion tubulaire présente une section de forme circulaire ;
- le caisson de torsion comprend un noyau enrobé par un matériau composite ;
- le caisson de torsion est intégralement réalisé en matériau composite ;
- le cadre avant comprend un panneau destiné à attacher led it caisson de torsion à une section méd iane de la nacelle, ledit panneau formant une pièce monobloc avec le caisson.
Selon encore un autre aspect, l'invention a pour objet une nacelle comportant un inverseur de poussée muni d'un cadre avant selon l'invention.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées :
- la fig ure 1 est une vue en perspective d'un prem ier mode de réalisation d'un cadre avant selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue en perspective et en coupe transversale du cadre avant de la figure 1 sur lequel sont rapportés des grilles de déviation de flux ;
- les figures 3 et 4 sont, respectivement, des vues en perspective d'un second et d'un troisième mode de réal isation d'un cadre avant de l'invention ; - les figures 5 et 6 illustrent deux étapes successives d'une procédé de fabrication d'un cadre avant selon le premier mode de réalisation. De façon générale, une nacelle est destinée à constituer un logement tubulaire pour un turboréacteur double flux à grand taux de dilution et sert à canaliser les flux d'air qu'il génère par l'intermédiaire des pâles d'une soufflante, à savoir un flux d'air chaud traversant une chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur.
Plus précisément, une nacelle comprend une structure amont d'entrée d'air, une section médiane entou rant u ne soufflante d 'u n turboréacteur, et une section aval.
La nacelle est de forme tubulaire d'axe longitudinal. On entend ainsi ici par « longitudinal » une direction sensiblement colinéaire à l'axe longitudinal de la nacelle. On entend ici par « transversal » une direction sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal de la nacelle.
La section aval comporte de manière connue en soi une structure externe, d ite OFS, abritant des moyens d'inversion de poussée, et une structure interne, dite IFS. La nacelle est fixée en aval par l'intermédiaire de tout moyen approprié, notamment de bielles, à un mât de suspension destiné au rattachement de la nacelle sous une aile d'aéronef.
La structure interne est destinée à couvrir une partie aval du turboréacteur s'étendant en aval de la soufflante de sorte à délimiter un canal annulaire pour le passage du flux d'air chaud.
La structure externe et la structure interne définissent également un autre canal annulaire d'écoulement ou veine pour le flux d'air froid.
De manière plus précise, les moyens d'inversion de poussée de la section aval comportent au moins un capot mobile recouvrant des grilles de déviation (désignées par la référence 1 notamment en figure 2) et entraînés en translation en amont et/ou en aval de la nacel le par u n ou pl usieu rs actionneurs.
Ces actionneurs transmettent des efforts en tension et compression dans la structure fixe externe de la nacelle.
Les grilles de déviation 1 sont reliées à la section médiane et au carter du turboréacteur par l'intermédiaire du cadre avant 100 de l'invention. En référen ce à la fig u re 1 , le cadre avant 100 de l'invention comprend au moins :
- un caisson de torsion 1 10 de forme tubulaire,
- un premier bord d'attache 120 de section transversale droite destiné à attacher ledit caisson sur le carter de turboréacteur et,
- un deuxième bord d'attache 130 de section transversale droite destiné à attacher ledit caisson 1 1 0 aux grilles de déviation de flux d'air 1 .
Le cadre avant 100 est agencé pour transmettre des efforts en tension et compression entre le carter de turboréacteur et les grilles 1 de déviation de flux d'air
La pos ition d es g ril les d e d évi ation d e fl u x d ' a i r 1 et des actionneurs montés sur le cadre avant 1 00, par rapport à la liaison du cadre avant 100 sur le carter du turboréacteur engendrent des effort de torsion dans le cadre avant 100.
Plus particulièrement, l'élément tubulaire 1 10 présente une forme générale en demi torique ou torique centrée sur l'axe longitudinal de la nacelle.
L'axe de l 'élément tubulaire 1 10 peut être incurvé dans une d irection sem i-circulaire pour se conformer aux courbes externes du turboréacteur.
De manière avantageuse, dans un premier mode de réalisation illustré sur la figure 1 , le caisson de torsion 1 10 tubulaire présente une section transversale elliptique et, plus particulièrement, circulaire.
Dans un second mode de réal isation il lustré sur la figu re 3, le caisson de torsion 1 10 tubulaire présente une section transversale semi elliptique et, plus particulièrement semi circulaire.
Avantageusement, cette section transversale elliptique ou semi elliptique du caisson de torsion tubulaire 1 10 permet de reprendre les efforts des actionneurs générés dans la structure fixe de la nacelle, qui ne sont pas alignés sur le second bord d'attache 130.
Plus particulièrement, cette section transversale elliptique ou semi elliptique du caisson de torsion tubulaire 1 1 0 est le meilleur compromis en terme de ratio performance sur masse, pour un même flux d'effort auquel est soumis la structure fixe de la nacelle. Cette géométrie el l i ptiq ue ou sem i-elliptique s'avère la plus performante et, permet de réaliser un gain de masse par rapport à une forme triangulaire ou trapézoïdale.
Concernant le premier bord d'attache 120, il est formé en saillie vers l'extérieur de la circonférence externe du caisson de torsion 1 10.
Il permet d'assurer une fonction de montage sur le carter moteur tout en permettant une ouverture de l'inverseur de poussée correspondant.
Il présente une forme conique ou cylindrique.
Il est adapté pour coopérer avec u n dem i anneau 2 nommé couteau ou J-ring monté à son extrémité amont et formant une partie mâle d'un dispositif de liaison entre l e cad re avant et l e ca rter d e souffl a nte d u turboréacteur. Cette pièce peut, a i n s i , avoir une coupe longitudinale sensiblement en forme de J, pour coopérer avec une forme complémentaire portée par le carter de soufflante appellée V-groove.
Dans une variante de réalisation, l'anneau 2 n'est pas rapporté sur le premier bord d'attache 120 mais formé d'une seul pièce avec ce premier bord d'attache 120. Il est ainsi configuré pour recevoir directement le carter de turboréacteur.
Concernant le deuxième bord d'attache 130 destiné à attacher ledit caisson 1 10 aux grilles 1 de déviation de flux d'air 1 , il est formé, également, en saillie vers l'extérieur de la circonférence externe du caisson de torsion 1 10.
N assure pour le cadre avant 100 une fonction de transmission des efforts venant des grilles 1 vers le carter de turboréacteur dans le mode de reversion du flux d'air froid le plus directement possible afin d'éviter les efforts parasites. Ce deuxième bord d'attache 1 30 présente une forme conique ou cylindrique.
Il est adapté pour coopérer avec une extrémité amont d'un cadre support 1 a des grilles 1 de déviation de flux d'air.
Afin d'assurer une transmission optimale des efforts en tension et compression entre les grilles de déviation 1 et le carter de turboréacteur, le cadre avant 100 présente des premier et second bords d'attaches 120,130 diamétralement opposés par rapport au caisson de torsion 1 10.
Dans un second et troisième modes de réalisation illustrés sur les fig u res 3 et 4 , l e cad re ava nt 100 comprend une structure de section transversale droite 140 formant une plaque conique 140 comprenant les premier 120 et deuxième 130 bords d'attaque et les reliant pour transmettre les efforts en tension entre le carter de turboréacteur et les grilles 1 de déviation de flux d'air.
Cette plaque conique 140 s'étend dans une direction droite et, ainsi, est configurée pour se connecter aux grilles de déviation 1 et au carter de turboréacteur, par l'intermédaire des bords d'attache 120,130 correspondants.
Dans le mode de réalisation de la figure 2, la plaque conique 140 forme la base de la semi-ellipse du caisson de torsion 1 10.
Dans le mode de réalisation de la figure 3, la plaque conique 140 traverse le caisson de torsion 1 10.
Plus particulièrement, dans une variante de réalisation de ce mode de réal isation, le caisson de torsion 1 1 0 peut être formé par un élément tubulaire de section circulaire formé par deux éléments 1 1 0a et 1 1 0b de section semi-circulaire et d'une plaque conique 140 à l'interface de ces deux éléments.
Par ailleurs, le cadre avant 100 comprend une paroi 150 destinée à servir d'interface avec le capot de soufflante, ceci afin de résister aux efforts venant du capot de soufflante, effet de serrage et d'appui du capot..
Cette paroi 150 permet, en outre, de créer un compartiment pour assurer la tenue au feu de l'ensemble. Elle peut, ainsi, contenir le feu en cas de flamme dans le compartiment délimité par le carter moteur, le capot de soufflante et la paroi 150.
Cette paroi 150 est formé en saillie de la circonférence externe du caisson de torsion 1 10, en direction du capot externe.
Cette paroi 150 est sensiblement droite sur l'essentiel de sa longueur.
Elle comprend à son extrémité proche du capot externe (non visible), un repli ou retour longitudinal, ceci afin de reposer sur le capot et s'y fixer.
En référence aux figures 1 et 2, le cadre avant 100 comprend un troisième bord d'attache 160 faisant saillie vers l'extérieur du caisson de torsion 1 10 et adapté pour assurer la fixation d'une structure secondaire 170 assurant la fonction de bord de déviation sur le caisson de torsion 1 10 de sorte à définir une continuité aérodynamique du flux en phase d'inversion de poussée, afin d'éviter un décollement de flux. Le cadre avant 1 00 peut comprendre, en outre, des raidisseurs transversaux 1 80 rel iant la paroi 1 50 de tenue au feu, une portion de la circonférence du caisson de torsion 1 10 et le premier bord d'attache 120.
Il peut comprendre, en outre, des raidisseurs transversaux 190 reliant le second bord d'attache 130, une portion de la circonférence du caisson de torsion 1 10 et le troisième bord d'attache 160 au bord de déviation.
Par ailleurs, le cadre avant 100 formé par le panneau de tenue au feu 150, le caisson de torsion 1 10 et les bords d'attache 120, 130 forment une pièce unique monobloc. Ils sont préférentiellement réalisés dans un matériau composite, ce qui permet d'alléger la masse du cadre avant 100.
Dans ce cadre, dans une variante de réalisation, le caisson de torsion 1 10 comprend un noyau 1 1 1 métallique enrobé par un matériau 1 12 composite.
En variante, le caisson de torsion 1 10 comprend un noyau 1 1 1 composite en robé par u n matériau 1 12 composite c'est-à-d i re q u ' il est intégralement réalisé en matériau composite.
Plus généralement, le cadre avant 1 00 comprend un caisson de torsion 1 10 formé d'un assemblage :
- d'une ou plusieurs couches de matériau formant le noyau 1 1 1 tubulaire
- d'une ou plusieurs couches 1 12 d ites externes de matériau composite adaptés pour enrober le noyau tubulaire.
De manière avantageuse, ces couches externes forment, en outre, le panneau de tenue au feu 1 50 et les prem iers et second bords d'attache 120,130.
Elles prennent en charge une partie des efforts à transmettre entre les grilles de déviation et le carter du turboréacteur.
De même, elles prennent en charge une partie des efforts à transmettre entre les actionneurs et le carter du turboréacteur.
Elles transmettent, en outre, les efforts de torsion vers le mât de suspension (par le biais de poutres de suspension 12h) . Ces couches externes permettent de relier, de façon continue et d'un seul tenant la paroi 150, une partie de la circonférence du noyau du caisson de torsion 1 10 et le premier bord d'attache 120. Ainsi, les fibres 1 12 des couches externes sont continues d'une extrémité de la paroi de tenue au feu 1 50 proche du capot externe jusqu'au premier bord d'attache 120, en passant par l'enrobage du noyau tubulaire 1 1 1 .
De plus, elles permettent de relier de façon continue et d'un seul tenant le panneau externe 150, une partie de la circonférence du noyau du caisson de torsion 1 10 et le second bord d'attache 120.
Ainsi, les fibres 1 12 des couches externes sont continues d'une extrémité du panneau de tenue au feu 150 proche du capot externe jusqu'au second bord d'attache 130, en passant par l'enrobage du noyau tubulaire 1 1 1 .
En outre, dans un mode de réalisation, elles permettent de relier de façon continue et d'un seul tenant le premier bord d'attache 1 20, le second bord d'attache 120 et le noyau du caisson de torsion 1 10.
Ainsi, les fibres 1 12 des couches externes sont continues du premier bord d'attache 120, jusqu'au second bord d'attache 130, en passant par l'enrobage du noyau tubulaire 1 1 1 .
Dans la variante de réal isation dans laquelle une plaq ue 140 traverse le caisson 1 1 0, les couches de fibres de la plaque 140 sont continues du premier bord d'attache 120 jusqu'au second bord d'attache 130.
Grâce à cette forme particu l ière d u ca isson d e torsion 1 10 associant noyau tubulaire 1 1 1 et section transversale elliptique ou semi elliptique dans laquelle on remplace les parois planes du caisson et les parties angulaires du caisson de torsion de section triangulaire de l'art antérieur, on optimise la transmission du couple en torsion vers le mat de suspension tout en conservant une transmission optimale des efforts en tension/compression auxquels est soumis le caisson de torsion par la présence d'éléments plans perm etta nt l 'a l ig n em ent d es fi bres d e matéria u avec l es effo rts e n tension/compression .
La résistance mécanique du cadre avant de l'invention face aux sollicitations est, de plus, améliorée.
U n tel cadre avant 1 10 peut être obtenu, par exemple, par un procédé dit d'infusion ou d'injection de résine utilisant une vessie ou un contre- moule rigide.
Selon une autre alternative, il peut être obtenu par injection de la résine dans l'épaisseur et non dans le sens des fibres, comme cela est le cas dans le procédé RTM. Il est également possible d'util iser un procédé de drapage consistant à drapper des plis préimprégnés de résine sur un moule et à procéder à une cuisson à une température supérieure à 100°C.
Plus précisément, sur les figures 5 et 6, on observe un mode de réalisation non limitatif d'un procédé de fabrication d'un cadre avant 1 10 selon l'invention par transfert de résine.
Ce procédé prévoit, de façon non limitative, quatre parties de contre moules suivants, formant les pièces constitutives du moule d'un cadre avant 100 selon l'invention :
- un contre moule 3 formant la contre forme de la paroi 150, d'une portion de la circonférence externe du noyau et du premier bord d'attache 120 ;
- un contre moule 4 formant la contre forme de la paroi 150 , d'une portion de la circonférence externe du noyau 1 1 1 et du second bord d'attache 130 ;
- un contre moule 5 formant la contre forme du second bord d'attache 1 30, d'une portion de la circonférence externe du noyau 1 1 1 et du troisième bord d'attache pou r bord d e déviation;
- un contre moule 6 formant la contre forme du premier bord d'attache 1 20 et du troisième bord d'attache pour bord de déviation.
Ainsi, dans une étape illustrée sur la figure 5, on drape les contre moule de plis de fibres formant les couches externes du cadre avant 100.
On referme les quatre contre moules contre le noyau tubulaire du caisson de torsion , en matériau métallique ou composite, de man ière à l'enrober totalement, de façon complémentaire.
On injecter la résine et on cuit l'ensemble de façon à rendre solidaire les différents éléments constitutifs du cadre avant 100.
Dans une étape ultérieure illustrée sur la figure 6, on retire les contre moules pour libérer le cadre avant 100 formé.
I l est à noter que dans des variantes de réalisation, on peut rapporter le troisième bord d'attache et/ou former les raidisseurs en une seul pièce avec le caisson de torsion 1 10.
Par ailleurs, les matériaux utilisés peuvent être tout matériau connu. Le matériau composite est typiquement 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 époxy ou Bis-maleimide (BMI) ce qui permet d'assurer à la fois un allégement de la masse du cadre avant de l'invention 121 et également de garantir une résistance mécanique suffisante.
On peut constater que le cadre avant de l'invention présente un nombre d'éléments réduit par rapport à l'art antérieur. La réduction du nombre d'éléments formant le cadre avant de l'invention permet de réduire la masse, et les coûts de fabrication. Les procédés de fabrications sont simples et rapide, bien adaptés à une fabrication sur chaîne de production.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Cadre avant (100) pour nacelle d'aéronef comprenant un turboréacteur monté sur un mât de suspension, la nacelle comprenant un inverseur de poussée comprenant un actionneur adapté pour ouvrir un capot d'inversion de poussée, ledit cadre avant (1 00) comportant un caisson de torsion (1 10) de forme tubulaire, un premier bord d'attache (120) droit destiné à attacher ledit caisson sur un carter de turboréacteur et un deuxième bord d'attache (130) également droit destiné à attacher ledit caisson à des moyens (1 ) de déviation de flux d'air, ledit cadre avant (1 00) étant agencé pour transmettre des efforts en tension et compression entre le carter d e turboréacteur et les moyens (1 ) de déviation de flux d'air et des efforts de torsion repris par le mât de suspension, ledit cadre (100) étant caractérisé en ce que le caisson de torsion (1 10) tubulaire présente une section transversale semi-elliptique ou elliptique.
2. Cadre selon la revendication précédente dans lequel les premier et deuxième bords d'attaches sont diamétralement opposés par rapport au caisson pour transmettre les efforts en tension entre le carter du turboréacteur et les moyens de déviation de flux d'air.
3 . Cadre selon la revendication précédente dans lequel le cadre avant comprend une structure droite comprenant les premier et deuxième bords pour transmettre les efforts en tension entre le carter de turboréacteur et les moyens de déviation de flux d'air.
4. Cadre selon la revendication 3 dans lequel le caisson de torsion (1 10) tubulaire présentant une section de forme semi-elliptique, ladite structure droite forme la base de la semi-ellipse.
5. Cadre selon la revendication 4 dans lequel le caisson de torsion tubulaire présente une section de forme semi-circulaire.
6. Cadre selon la revendication 3 dans lequel le caisson de torsion tubulaire présentant une section de forme elliptique, ladite structure droite traverse le caisson.
7. Cadre selon la revendication 6 dans lequel le caisson de torsion tubulaire présente une section de forme circulaire.
8. Cadre selon l'une des revend ications 1 à 7 dans lequel le caisson de torsion (1 10) comprend un noyau (1 1 1 ) enrobé par un matériau (1 12) composite.
9. Cadre selon la revendication 8 dans lequel le caisson de torsion est intégralement réalisé en matériau composite.
10. Cadre selon l'une des revendications 1 à 9 dans lequel le cadre avant comprend une paroi (150) destinée à attacher ledit caisson de torsion (1 10) à une section médiane de la nacelle, ladite paroi (150) formant une pièce monobloc avec le caisson de torsion (1 10).
1 1 . Nacelle comportant un inverseur de poussée muni d'un cadre avant (100) selon l'une des revendications 1 à 10.
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