WO2014091110A1 - Centreur d'assemblage pour nacelle de turboréacteur - Google Patents

Centreur d'assemblage pour nacelle de turboréacteur Download PDF

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WO2014091110A1
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radially
nacelle
downstream
positioning
cover
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PCT/FR2013/052870
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Inventor
Hazem Kioua
Xavier Raymond Yves Lore
Olivier CONET
Xavier Holay
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Aircelle
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    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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 the field of aerospace nacels intended for coaching aircraft engines, and particularly to turbofan engines.
  • a nacelle which generally comprises for this purpose an upstream portion forming a nose surrounding the air inlet, followed by an intermediate portion forming a cover protecting the fan casing, then a downstream portion may include thrust reversal means.
  • the cumulative manufacturing and assembly tolerances may sometimes cause radial recesses between the fan cowl cover and the panel or panels of the downstream portion, and more particularly the panels external thrust reversers.
  • Such recesses may cause aerodynamic performance losses of the nacelle, but also expose the upstream edges of the thrust reverser panels to an erosion or delamination phenomenon.
  • the objects assigned to the invention therefore aim at overcoming the aforementioned drawbacks and at proposing a new nacelle arrangement which makes it possible to adjust in a simple, reproducible manner and at a lower cost the downstream panels, and more particularly the external panels of the thrust reversers flush with the fan case cover.
  • a centraliser intended to integrate a turbojet engine nacelle which has at least one fan casing cover and at least one downstream external panel, of the type of external thrust reverser panel. , to be placed longitudinally in a row, said centralizer being characterized in that it comprises, in one piece:
  • ⁇ a base for attaching the centering device to the fan casing ⁇ a first positioning branch, integral with the base, projecting upstream, so as to form, relative to the axis of the nacelle, a first radial abutment designed to guide the housing cover of blower, ⁇ a second positioning branch, integral with the base, projecting downstream, so as to form, relative to the center axis of the nacelle, a second radial abutment designed to guide the outer panel downstream, so as to ensure the positioning of said downstream outer panel substantially in the flush extension of the fan case cover.
  • turbojet engine nacelle which comprises at least one such centraliser, and preferably a plurality of such centrers distributed around its director axis.
  • the use of a monolithic centering device makes it possible to have a set of radial centering abutments attached to the same base, that is to say to the same common trunk, whose radial abutments form the branches, which considerably reduces the size range, in particular radial, between the first abutment providing support for the fan casing cover and the second abutment providing support for the external panel of the thrust reverser.
  • the use of the centralizer according to the invention amounts to creating a common reference spacer, and more particularly radial, between the first stop and the second stop, and therefore between the fan case cover and or the thrust reverser panels, such that these different members can be easily centered relative to each other, at radial distances well controlled relative to one another.
  • Figures 1 and 2 illustrate, respectively in perspective views of three-quarter front and long itud inal section, the principle of implementation of centrers according to the invention within a nacelle turbojet turbofan.
  • Figure 3 illustrates, in a partial perspective view, the detail of the implementation of a centraliser according to the invention on a support member connected to the fan casing.
  • Figure 4 illustrates, in a partial view in longitudinal section, the locating detail of the centraliser of Figure 4 within a nacelle according to the invention.
  • FIG. 5 illustrates, in a partial view in longitudinal section, the implantation detail of another variant of a centraliser within a nacelle according to the invention.
  • FIGS. 6, 7 and 8 illustrate, respectively in front views (from upstream), sideways in longitudinal section, and back views (from downstream), the centralizer variant implemented in FIGS. 4.
  • the invention relates to a nacelle 1 for careening a reactor, of the turbojet type, and more particularly a dual flow reactor.
  • the nacelle 1 has an external structure 2 which comprises an upstream portion 3 forming an air inlet, an intermediate portion 4 whose inner skin 5 is formed by the blower housing 6 of the turbojet engine and whose outer skin is formed by the fan casing cover 7 (usually called “fan cowl”), then a downstream portion 8 which may preferably incorporate inversion means thrust.
  • the nacelle 1 also comprises an internal structure 9 which comprises a fairing 10 of the engine 1 1 of the turbojet engine.
  • the figures will be associated with a reference to three axes X, Y, Z, these axes being respectively representative of the longitudinal, transverse, and vertical directions of the nacelle, when the latter is installed on an aircraft.
  • the longitudinal axis X is parallel, and preferably coincidental, with the director axis A of the nacelle 1, which coincides in turn substantially with the axis of rotation of the reactor, and more particularly of the fan 6.
  • the nacelle 1 has substantially a cylindrical shape of revolution about said director axis A.
  • R M AX may be noted the maximum overall radius of said form of revolution.
  • the upstream-downstream direction corresponds to the direction of propulsive flow of the reactor, oriented substantially along the longitudinal direction of the nacelle 1 corresponding to the steering axis A, from the leading edge of the nacelle 1 towards its trailing edge.
  • the invention relates more particularly to a centralizer 12 intended to integrate a nacelle 1 of a turbojet, as described above, nacelle 1 i i has at least one fan casing cover 7 and at least one downstream external panel 13, the panel type external thrust reverser, said cover 7 and said outer panel 13 to be placed longitudinally in a row.
  • the invention may in particular be applied to a so-called “smooth" nacelle 1 in which the downstream outer panel 13 is fixedly mounted, in an invariant position, with respect to the hood 7.
  • said invention will preferably relate to a nacelle 1 d s sl aq uel lele pan n ea u extern e ava l 1 3 form pa nn ea u external thrust reverser, mounted movably in axial sliding relative to the hood 7 , and, more generally, with respect to the fairing 10 of the engine 1 1.
  • Said external thrust reverser panel to which the downstream outer panel 1 3 can be assimilated in what is known by convenience of description, may in particular be of the "O-duct” type, that is to say forming a one-piece quasi-annular shell which extends over the circumference of the nacelle, from one edge to the other of the fixing mast (or “pylon", not shown), or even of the "D-duct” type , that is to say fractionated into a plurality of panels, preferably two panels each covering substantially half-circumference of the nacelle 1.
  • the centralizer 12 comprises, in one piece: ⁇ a base 14 for fixing the centralizer 12 to the fan casing 5,
  • the centralizer 12 makes it possible to produce, by means of the same piece forming a common reference frame, both a radial centering of the ca pot 7 of ca rter of blow a nte, thanks to the first bra n ch ed positioning 1 5, and a radial retention, of the anti-scoop type, of the downstream outer panel 13, thanks to the second positioning branch 16.
  • the apparent radially external surfaces of the hood 7 and of the downstream panel 1 3 can advantageously be flush, in the extension of one another, without marking a step or any radial recess.
  • the first positioning branch 15 and the positroning second beam 16 form two shoulders substantially transverse to the base 14, and more particularly substantially orthoradial, able to withstand the radial forces exerted respectively by the cover 7 and the downstream panel 13, and necessary for centering and maintaining these centers.
  • the fan casing cover 7 can thus axially overlap the first branch 1 5, the partial recovery of these elements, on a section of the director axis A, ensuring the desired centering.
  • the outer downstream panel may thus axially overlap the second branch 1 6, the partial recovery of these elements, on a (other) section of the director axis A, ensuring the desired centering.
  • Said first and second branches 15, 16 will preferably originate on the base 14 in the portion located in the half, the third, or preferably the radially outer quarter of the centralizer 12, that is to say in the half , the third or even the upper quarter of said centering device in FIGS. 4 to 8.
  • the second positioning branch 16 (downstream) will also preferably be located in a radially reentrant position relative to the first branch 15 (upstream), that is to say closer to the director axis A.
  • the centralizer 12 may thus have substantially the shape of an inverted boot, the base 14 will form the rod, the first leg 15 the sole, and the second branch 16 a spur.
  • the base 1 4 is adapted to extend substantially radially between the fan casing 5 and the fan casing cover 7.
  • Said base 14 may be attached to any fastener 17, 18 secured to the fan casing 5, and in particular to a radial fixing lug 17 and / or to a flange 18 fixed to said housing 5 or integral with the latter.
  • the centralizer 12 will rest on and will be fastened to the fan casing 5 on the one hand by its first branch 15, which may advantageously support radial support, preferably by its radially inner face, and where appropriate by by means of an adjustment wedge 1 9, against an L flap 20 of the flange 1 8 of substantially conjugate shape, and secondly by its base 14, which will apply axially against the said collar 1 8 ( Figure 5) and / or against a bracket 17 ( Figure 3).
  • first branch 15 may advantageously support radial support, preferably by its radially inner face, and where appropriate by by means of an adjustment wedge 1 9, against an L flap 20 of the flange 1 8 of substantially conjugate shape, and secondly by its base 14, which will apply axially against the said collar 1 8 ( Figure 5) and / or against a bracket 17 ( Figure 3).
  • the fan casing cover 7 is radially bearing against a radially outer bearing surface 15E of the first positioning arm 15, while the downstream outer panel 13 has a retaining hook 21 which comes to bear radially against a radially internal bearing surface 161 of the second positioning arm 16 .
  • the cover 7 will thus rely, by its inner face 71, against the centralizer 12, against the radially outer bearing surface 15E of the first branch 15, and therefore tend to exert on said first branch 15 a radial force substantially centripetal.
  • downstream outer panel 1 3 will tend to exert, via the retaining hook 21, a radial centrifugal force on the second branch 16.
  • downstream outer panel 13 is formed by an external thrust reverser panel which is mounted movably along the directing axis A of the nacelle 1.
  • the downstream outer panel 13 can then be provided with a retaining hook 21 which is radially recessed and has a docking ramp 22 that is inclined radially so as to establish a prog ress contact with the second pos e bra nch e ition n em ent 16, and more particularly its radially internal bearing surface 161, when said downstream outer panel 13 approaches the axial centering device 12 axially.
  • a retaining hook 21 which is radially recessed and has a docking ramp 22 that is inclined radially so as to establish a prog ress contact with the second pos e bra nch e ition n em ent 16, and more particularly its radially internal bearing surface 161, when said downstream outer panel 13 approaches the axial centering device 12 axially.
  • the centralizer 12 can therefore advantageously perform a role of dynamic centering, in flight, vis-à-vis the thrust reversers.
  • said centralizer 12 equips a nacelle 1 provided with thrust reversers or a nacelle 1 smooth, said centralizer 12 can advantageously fulfill the role of static centering, during the assembly of the nacelle 1, by guiding and stabilizing the downstream outer panel 13 when it is put in place.
  • the centralizer 12 will be made of a sufficiently rigid material to give the first and second positioning legs 1 5, 1 6 their structural stiffness, which allows them to withstand in particular the radial components of the support forces exerted on they cover the hood 7 and the downstream panel 1 3, and therefore perform their role of centering arms, and this as well at rest, during assembly, in flight, especially during reconfigurations thrust reversers.
  • said centralizer 12 may thus be made of a light metal material, for example an aluminum alloy.
  • the centralizer may also include reinforcing ribs
  • the first positioning leg 15 carrying a receiving surface 24 against which the fan casing cover 7 is intended to come radially in abutment, said receiving surface 24 is curved radially towards said cap 7.
  • said receiving surface 24 substantially corresponds to a sphere portion.
  • the receiving surface 24 is located radially outwardly of the first leg 15, in order to receive and support the inner face 71 of the hood.
  • the radius R24 of the receiving surface 24 can then correspond substantially to the distance from said receiving surface 24 to the director axis A, and more particularly to the radius of the outer circumference of said receiving surface 24 around said director axis. AT.
  • the curved, and preferably spherical, nature of the receiving surface 24 against which the cover 7 bears directly improves the contact between the fan casing cover 7 and the centralizer 12, in particular allowing the assembly to better accommodate the angular tolerances of positioning said cover 7 relative to the fan casing 5 and the centralizer 12.
  • the curved receiving surface 24 is made directly in the material constituting the first positioning branch 15.
  • the receiving surface can be directly shaped, and for example molded or machined, in the first branch 15, and preferably at the radially outer surface 1 5E of the latter, so that the cover 7 can come into direct contact with said first branch 15.
  • the nacelle 1 may be designed so that the fan casing cover 7 comes into direct contact with the first positioning branch 15, that is to say the monolithic body of the naked centering device 12, said first branch 15, and more preferably its radially outer bearing surface 15E, forming in itself the reference bearing surface for centering the cover 7.
  • the nacelle 1 may preferably be designed in such a way that the downstream external panel 13 comes into direct contact with the second positioning branch 16. That is to say, the monolithic body of the centralizer 1 2 naked, lad ite second branch 1 6, and more preferably its radially internal bearing surface 1 61, forming in itself the bearing surface, and more particularly the radial retaining surface, allowing the centering of said downstream panel 13, where appropriate via the hook 22 on board by the latter.
  • the bodies to be centered namely the cover 7 and the downstream panel 13, can thus radially take their respective supports on the same reference solid, which minimizes and thus optimizes the chain of dimensions between said supports.
  • the convex convex surface 24 is formed by an attached engagement wedge 25 fixed to a bearing surface, here preferably the radially outer surface 15E, the first positioning branch 15, so as to be able to intervene radially between said bearing surface 15E of the first branch and the corresponding face, here preferably the radially inner face 71 of the fan casing cover 7.
  • Such engagement wedge 25 will advantageously be sandwiched radially, in the direction of its thickness, on one side directly by the plate (bearing surface 1 5E) provided by the first branch 15, and on the other side directly by the inner face 71 of the cover 7 which is located in radial vis-à-vis del ad ite prem i re b ra nch e 1 5, ask ax l ax ent overlapping therein.
  • Said shim 25 may for example be screwed on the radially outer bearing surface 15E of the first branch 15, where appropriate by the same screws as those for fixing said first branch 15 to the flap 20 of the collar 18.
  • the said engagement gap 25 may moreover preferably form a sliding interface, of the anti-friction lining type, making it possible to reduce the frictional resistance of the cover 7 on the centralizer 12 during the positioning of said cover 7.
  • the first branch 15 may comprise an anti-friction lining 25, 26 intended to facilitate the sliding of the fan case cover 7 on the receiving surface 24 of said first branch 15, said lining being made of a material with a low coefficient of friction, for example a polymer such as PTFE.
  • Said lining material may take the form of a coating 26, if the receiving surface is shaped directly in the first leg 15, or even a shim 25, as detailed above.
  • the presence of such a garniture facilitates the pouring of the cover 7 on the centralizer 1 2, avoiding jamming during assembly.
  • the constituent materials of the cover 7 on the one hand, and the centralizer 1 2 on the other hand may be chosen so as to present, one towards the other, a low coefficient of friction.
  • the cover 7 may be made of carbon fibers and the centralizer 12 in another material, for example aluminum alloy.
  • the invention furthermore relates, as such, to a nacelle 1 for a turbojet engine which comprises at least one centralizer 12 according to the invention, and preferably a plurality of centralizers 12 according to the invention distributed around its director axis A, such that this is illustrated in Figure 1.
  • the number of centreu rs 1 2 and their distribution, possibly regular, on the circumference of the nacelle 1, may of course depend on the dimensions of said nacelle, as well as radial forces, including pressure or depression, that will have to support the fan casing cover 7, the external downstream panel 1 3, and therefore the said centralizers 12.
  • the first positioning branch 15 will have a firewall 27 which comes into contact with the corresponding surface, here the radially inner face 71 of the fan casing cover 7, so as to ensure the fireproofness of the compartment 28 which must accommodate the blower 6.
  • said firewall seal 27 may be of the annular lip seal type.
  • Led it 27 can advantageously be plaq ued and clamped radially between the first branch 15 and the flange flange 18.
  • the invention relates as such to a propulsion unit for an aircraft which comprises a jet engine powered by a nacelle 1 according to the invention, or an aircraft equipped with one or more propulsion units according to the invention.

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Abstract

L'invention concerne un centreur (12) pour nacelle (1) de turboréacteur assurant le centrage affleurant d'un panneau externe aval (13) d'inverseur de poussée par rapport à un capot de carter de soufflante (7), ledit centreur comprenant, d'un seul tenant, une embase (14) permettant la fixation du centreur (12) au carter de soufflante, une première branche de positionnement (15) venue de matière avec l'embase (14), en saillie vers l'amont, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur (A) de la nacelle (1), une première butée radiale conçue pour guider le capot de carter de soufflante (7), et une seconde branche de positionnement (16), venue de matière avec l'embase (14), en saillie vers l'aval, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur (A) de la nacelle (1), une seconde butée radiale conçue pour guider le panneau externe aval (13).

Description

Centreur d'assemblage pour nacelle de turboréacteur
La présente invention se rapport au domaine des nacel les aéronautiques destinées à carrosser les réacteurs d'aéronefs, et p l u s particulièrement les turboréacteurs à double flux.
Il est connu de caréner un turboréacteur au moyen d'une nacelle, qui comporte généralement à cet effet une portion amont formant un nez entourant l'entrée d'air, suivie d'une portion intermédiaire formant un capot protégeant la carter de la soufflante, puis d'une portion aval pouvant inclure des moyens d'inversion de poussée.
Or, lors de l'intégration de la nacelle, le cumul des tolérances de fabrication et d'assemblage peut parfois faire apparaître des décrochements radiaux entre le capot du carter de soufflante et le ou les panneaux de la portion aval, et plus particulièrement les panneaux externes des inverseurs de poussée.
De tel s décrochements peuvent engend rer des pertes de performances aérodynamiques de la nacelle, mais également exposer les bords amont des panneaux d'inverseurs de poussée à un phénomène d'érosion ou de délaminage.
En outre, les marches ainsi marquées dans le profil de la nacelle tendent à dégrader l'apparence extérieure de cette dernière.
Les objets assignés à l'invention visent par conséquent à remédier aux inconvénients susmentionnés et à proposer un nouvel agencement de nacelle qui permette d'ajuster de manière simple, reproductible, et à moindre coût, les panneaux aval, et plus particulièrement les panneaux externes des inverseurs de poussée, de manière affleurante au capot d u carter de soufflante.
Les objets assignés à l'invention sont atteints au moyen d'un centreur, destiné à intégrer une nacelle de turboréacteur qui présente au moins un capot de carter de soufflante et au moins un panneau externe aval, du genre panneau externe d'inverseur de poussée, devant être placés longitudinalement en enfilade, ledit centreur étant caractérisé en ce qu'il comprend, d'un seul tenant :
■ une embase permettant la fixation du centreur au carter de soufflante, ■ une première branche de positionnement, venue de matière avec l'embase, en saillie vers l'amont, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur de la nacelle, une première butée radiale conçue pour guider le capot de carter de soufflante, ■ une seconde branche de positionnement, venue de matière avec l'embase, en saillie vers l'aval, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur de la nacelle, une seconde butée radiale conçue pour guider le panneau externe aval, afin de pouvoir assurer le positionnement dudit panneau externe aval sensiblement dans le prolongement affleurant du capot de carter de soufflante.
Les objets assignés à l'invention sont également atteints au moyen d'une nacelle pour turboréacteur qui comporte au moins un tel centreur, et de préférence une pluralité de tels centreurs répartis autour de son axe directeur.
Avantageusement, l'utilisation d'un centreur monolithique permet de disposer d'un jeu de butées de centrage radiales rattachées à une même embase, c'est-à-dire à un même tronc commun dont lesdites butées radiales forment les ramifications, ce qui réduit considérablement la chaîne de cotes, notamment radiale, entre la première butée offrant appui au capot de carter de soufflante et la seconde butée offrant appui au panneau externe de l'inverseur de poussée.
En d'autres termes, l'utilisation du centreur conforme à l'invention revient à créer une entretoise de référence commune, et plus particulièrement radiale, entre la première butée et la seconde butée, et par conséquent entre le capot de carter de soufflante et le ou les panneaux d'inverseur de poussée, de telle sorte que ces différents organes peuvent être aisément centrés l'un par rapport à l'autre, à des distances radiales bien maîtrisées relativement l'une à l'autre.
On peut donc obten ir une bonne précision d'assemblage du panneau aval par rapport au capot de carter de soufflante, et ce sans qu'il soit pour autant nécessaire de respecter des tolérances de fabrication ou d'assemblage particulièrement exigeantes, qui requerraient sinon u n soin particulier ou un outillage complexe.
Les opérations de fabrication et d'assemblage de la nacelle conforme à l'invention sont donc particul ièrement rapides, préci ses, reproductibles et peu coûteuses. D'autres objets, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus en détail à la lecture de la description qui suit, ainsi qu'à l'aide des dessins annexés, fournis à titre purement illustratif et non limitatif, parmi lesquels :
Les figures 1 et 2 illustrent, respectivement selon des vues en perspective de trois-quarts avant et en coupe long itud inale, le principe d'implantation des centreurs conformes à l'invention au sein d'une nacelle de turboréacteur à double flux.
La figure 3 illustre, selon une vue partielle en perspective, le détail de l'implantation d'un centreur conforme à l'invention sur un organe de support lié au carter de soufflante.
La figure 4 illustre, selon une vue partielle en coupe longitudinale, le détail d'implantation du centreur de la figure 4 au sein d'une nacelle conforme à l'invention.
La figure 5 illustre, selon une vue partielle en coupe longitudinale, le détail d'implantation d'une autre variante de centreur au sein d'une nacelle conforme à l'invention.
Les figures 6, 7 et 8 illustrent, respectivement selon des vues de face (depuis l'amont), de côté en section longitudinale, et de dos (depuis l'aval), la variante de centreur mise en œuvre sur les figures 3 et 4.
L'invention concerne une nacelle 1 destinée à caréner un réacteur, du genre turboréacteur, et plus particulièrement un réacteur à double flux.
De manière connue en soi, et tel que cela est notamment visible su r les figures 1 et 2 , la nacelle 1 possède une structure externe 2 qui comporte une portion amont 3 formant entrée d'air, une portion intermédiaire 4 dont la peau interne 5 est formée par le carter de la soufflante 6 du turboréacteur et dont la peau externe est formée par le capot 7 de carter de soufflante (usuellement appelé « fan cowl »), puis une portion aval 8 qui peut de préférence incorporer des moyens d'inversion de poussée.
La nacelle 1 comporte également une structure interne 9 qui comprend un carénage 10 du moteur 1 1 du turboréacteur.
Par convention, on associera aux figures un repère à trois axes X, Y, Z, ces axes étant représentatifs respectivement des directions longitudinale, transversale, et verticale de la nacelle, lorsque cette dernière est installée sur un aéronef. En l'espèce, l'axe longitudinal X est parallèle, et de préférence confondu, avec l'axe directeur A de la nacelle 1 , q u i coïncide quant à lui sensiblement avec l'axe de rotation du réacteur, et plus particulièrement de la soufflante 6.
Par commodité de description, on considérera en première approximation que la nacelle 1 présente sensiblement une forme cylindrique de révolution autour dudit axe directeur A. On pourra noter RMAX le rayon maximal hors-tout de ladite forme de révolution.
On considérera par ailleurs que le sens amont-aval correspond au sens de flux propulsif du réacteur, orienté sensiblement selon la d irection longitudinale de la nacelle 1 correspondant à l'axe directeur A, depuis le bord d'attaque de la nacelle 1 vers son bord de fuite.
L'invention concerne plus particulièrement un centreur 12 destiné à intégrer une nacelle 1 de turboréacteur, telle que décrite plus haut, nacelle 1 qu i présente au moins un capot de carter de soufflante 7 et au moins u n panneau externe aval 13, du genre panneau externe d'inverseur de poussée, ledit capot 7 et ledit panneau externe 13 devant être placés longitudinalement en enfilade.
A ce titre, on remarquera que, l'invention pourra en particulier s'appliquer à une nacelle 1 dite « lisse » dans laquelle le panneau externe aval 13 est monté fixe, en position invariante, par rapport au capot 7.
Toutefois, ladite invention concernera de préférence une nacelle 1 d an s l aq u el l e l e pan n ea u extern e ava l 1 3 form e u n pa n n ea u externe d'inverseur de poussée, monté mobile en coulissement axial par rapport au capot 7, et, plus globalement, par rapport au carénage 10 du moteur 1 1 .
Ledit panneau externe d'inverseur de poussée, auquel le panneau externe aval 1 3 pourra être assim ilé dans ce qu i su it par commod ité de description, pourra notamment être de type « O-duct », c'est-à-dire former une virole quasi-annulaire monobloc qui s'étend sur la circonférence de la nacelle, d'un bord à l'autre du mât de fixation (ou « pylône », non représenté), ou bien encore du type « D-duct », c'est-à-dire fractionné en une pluralité de panneaux, de préférence en deux panneaux couvrant chacun sensiblement u ne demi- circonférence de la nacelle 1 .
Selon l'invention , et tel que cela est notamment visible sur les figures 3, 4, 5 et 7, le centreur 12 comprend, d'un seul tenant : ■ une embase 14 permettant la fixation du centreur 12 au carter de soufflante 5,
■ une première branche de positionnement 15, venue de matière avec l'embase 14, en saillie vers l'amont, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur A de la nacelle 1 , une première butée radiale conçue pour guider le capot de carter de soufflante 7,
■ une seconde branche de positionnement 16, venue de matière avec l'embase 14, en saillie vers l'aval, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur A de la nacelle, une seconde butée radiale conçue pour guider le panneau externe aval 13, afin de pouvoir assurer le positionnement dudit panneau externe aval 13 sensiblement dans le prolongement affleurant du capot de carter de soufflante 7, tel que cela est notamment illustré sur les figures 4 et 5.
Avantageusement, le centreur 12 permet de réaliser, au moyen d'une même pièce formant un référentiel commun, à la fois un centrage radial d u ca pot 7 d e ca rter d e souffl a nte , g râce à l a pre m ière bra n ch e d e positionnement 1 5, et une retenue radiale, de type anti-écopage, du panneau externe aval 13, grâce à la seconde branche de positionnement 16.
Grâce à un tel agencement, les surfaces apparentes, radialement externes, d u capot 7 et d u pan neau aval 1 3 peuvent avantageusement affleurer, dans le prolongement l'une de l'autre, sans marquer de marche ou de quelconque décrochement radial .
On notera que par « radial », ou « radialement », on fait référence à une (ou des) direction(s) sensiblement perpendiculaires à l'axe directeur A, ou, le cas échéant, aux distances mesurées, selon ces directions, par rapport audit axe directeur A.
De préférence, la première branche de positionnement 15 et la secon d e bra n ch e d e pos it ion n em en t 1 6 forment deux épaulements sensiblement transverses à l'embase 14, et plus particulièrement sensiblement orthoradiaux, à même de supporter les efforts radiaux exercés respectivement par le capot 7 et le panneau aval 13, et nécessaires au centrage et au maintien centré de ces organes.
Le capot de carter de soufflante 7 pourra ainsi venir chevaucher axialement la première branche 1 5, le recouvrement partiel de ces éléments, sur un tronçon de l'axe directeur A, assurant le centrage recherché. De même, le panneau externe aval pourra ainsi venir chevaucher axialement la seconde branche 1 6, le recouvrement partiel de ces éléments, sur un (autre) tronçon de l'axe directeur A, assurant le centrage recherché.
Lesdites première et seconde branches 15, 16 prendront de préférence naissance sur l'embase 14 dans la portion située dans la moitié, le tiers, ou préférentiellement le quart radialement le plus externe du centreur 12, c'est-à-dire dans la moitié, le tiers, voire le quart supérieur dudit centreur sur les figures 4 à 8.
Ai n s i , l es d eux bra n ch es d e pos ition n em ent 1 5 , 16 seront radialement proches, ce qui contribuera à limiter, notamment lors de la fabrication du centreur 1 2, les écarts de positionnement des surfaces de référence (ou « surfaces porteuses ») de ces branches, contre lesquelles le capot 7, respectivement le panneau aval 13, viennent s'appuyer.
La seconde branche de positionnement 16 (aval) sera par ailleurs de préférence située en position radialement rentrante par rapport à la première branche 15 (amont), c'est-à-dire plus proche de l'axe directeur A.
En section longitudinale, tel que cela est notamment visible sur les figures 4 et 7, le centreur 12 pourra ainsi présenter sensiblement la forme d'une botte retournée, dont l'embase 14 formera la tige, la première branche 15 la semelle, et la seconde branche 16 un éperon.
L'embase 1 4 po u rra q u a n t à elle s'étendre sensiblement radialement entre le carter de soufflante 5 et le capot de carter de soufflante 7.
Ladite embase 14 pourra être fixée à tout organe de fixation 17, 18 solidaire du carter de soufflante 5, et notamment à une patte radiale de fixation 17 et/ou à une collerette 18 fixée audit carter 5 ou venue de matière avec ce dernier.
Selon un agencement préférentiel, le centreur 12 reposera sur et sera fixé au carter de soufflante 5 d'une part par sa première branche 15, qui pourra avantageusement ven ir en appui radial , de préférence par sa face radialement interne, et le cas échéant par l'intermédiaire d'une cale de réglage 1 9 , contre u n rabat en L 20 de la collerette 1 8 de forme sensiblement conjuguée, et d'autre part par son embase 14, qui viendra s'appl iquer axialement contre lad ite collerette 1 8 (figure 5) et/ou contre une patte de fixation 17 (figure 3).
De façon particu l ièrement préférentielle, tel que cela est notamment illustré sur les figures 4 et 5, le capot 7 de carter de soufflante vient radialement en appui contre une surface porteuse radialement externe 15E de la première branche de positionnement 15, tandis que le panneau externe aval 13 présente un crochet de retenue 21 qui vient prendre radialement appui contre une surface porteuse radialement interne 161 de la seconde branche de positionnement 16.
De préférence, le capot 7 s'appuiera donc, par sa face interne 71, contre le centreur 12, à encontre de la surface porteuse radialement externe 15E de la première branche 15, et tendra donc à exercer sur ladite première branche 15 un effort radial sensiblement centripète.
A l'inverse, le panneau externe aval 1 3 tendra à exercer, via le crochet de retenue 21 , un effort radial centrifuge sur la seconde branche 16.
En définitive, on obtiendra ainsi de préférence un montage en opposition, particulièrement robuste, stable et compact.
De préférence, le panneau externe aval 13 est formé par un panneau externe d'inverseur de poussée qui est monté mobile selon l'axe directeur A de la nacelle 1 .
De préférence, led it panneau externe aval 13 peut alors être pourvu d'un crochet de retenue 21 radialement rentrant qui présente une rampe d'accostage 22 inclinée radialement de sorte à établir un contact prog ress if avec l a second e bra nch e de pos ition n em ent 16, et plus particul ièrement sa surface porteuse rad ialement interne 161, lorsque ledit panneau externe aval 13 se rapproche axialement du centreur 12.
Avantageusement, un tel agencement permettra d'obtenir un recentrage automatique, à la fois progressif, sans heurt, et particulièrement précis, chaque fois que les inverseurs de poussée seront repliés après avoir été temporairement déployés lors de certaines manœuvres de l'aéronef, c'est- à-dire à chaque retour du (ou des) panneau(x) externe(s) aval 13 dans sa (leur) configuration de repos.
Le centreur 12 peut donc avantageusement remplir un rôle de centrage dynamique, en vol, vis-à-vis des inverseurs de poussée.
Du reste, que ledit centreur 12 équipe une nacelle 1 pourvue d'inverseurs de poussée ou bien une nacelle 1 lisse , ledit centreur 12 pourra avantageusement remplir le rôle de centreur statique, lors de l'assemblage de la nacelle 1 , en guidant et en stabilisant le panneau externe aval 13 lors de sa mise en place. Bien entendu, le centreur 12 sera réalisé dans un matériau suffisamment rigide pour conférer aux première et seconde branches de positionnement 1 5, 1 6 leur rigidité structurelle porteuse, qui leur permet de résister notamment aux composantes radiales des efforts d'appui qu'exercent sur elles le capot 7 et le panneau aval 1 3, et par conséquent de remplir leur rôle de branches de centrage, et ce aussi bien au repos, lors de l'assemblage, qu'en vol, notamment lors des reconfigurations des inverseurs de poussée.
Avantageusement, ledit centreur 12 pourra ainsi être réalisé dans un matériau métallique léger, par exemple dans un alliage d'aluminium.
Le centreur pourra également comporter des nervures de renfort
23, par exemple formant des joues qu i bordent latéralement la seconde branche de positionnement 16 pour la relier aux chants de l'embase 14, tel que cela est illustré sur la figure 3.
De préférence, la première branche de positionnement 15 portant une surface de réception 24 contre laquelle le capot de carter de soufflante 7 est destiné à venir radialement en appui, ladite surface de réception 24 est bombée radialement vers ledit capot 7.
De façon particulièrement préférentielle, ladite surface de réception 24 correspond sensiblement à une portion de sphère.
De préférence, la surface de réception 24 est située radialement vers l'extérieur de la première branche 15, afin de pouvoir recevoir et soutenir la face interne 71 du capot.
Le rayon R24 de lad ite su rface de réception 24 pourra alors correspondre sensiblement à la distance de ladite surface de réception 24 à l'axe directeur A, et plus particulièrement au rayon de la circonférence externe de ladite surface de réception 24 autour dudit axe directeur A.
Avantageusement, le caractère bombé, et de préférence sphérique, de la surface de réception 24 contre laquelle le capot 7 vient directement en appui, améliore le contact entre le capot de carter de soufflante 7 et le centreur 12, en permettant notamment à l'assemblage de mieux accommoder les tolérances angulaires de positionnement dudit capot 7 par rapport au carter de soufflante 5 et au centreur 12.
Un tel emboîtement de type cône/sphère autorise en effet une mise au contact du capot 7 (le « cône ») contre le centreur 12 (la « sphère ») qui est peu sensible à l'orientation du plan de jauge selon lequel ledit capot 7 vient au contact de la surface de réception 24, plan de jauge qui contient la ligne de contact, de type annulaire, établ ie entre ledit ca pot 7 et l adite surface de réception 24, et qui est en principe sensiblement normal à l'axe directeur A.
Selon une variante de réalisation, correspondant par exemple à celle de la figure 5, la surface de réception 24 bombée est réalisée directement dans la matière constitutive de la première branche de positionnement 15.
En d'autres termes, la surface de réception pourra être directement façonnée, et par exemple moulée ou usinée, dans la première branche 15, et de préférence à la surface radialement externe 1 5E de cette dernière, de telle sorte que le capot 7 puisse venir au contact direct de ladite première branche 15.
Plus globalement, la nacelle 1 pourra être conçue de telle sorte que le capot de carter de soufflante 7 vienne au contact direct de la première branche de positionnement 15, c'est-à-dire du corps monolithique du centreur 12 nu, ladite première branche 15, et plus préférentiellement sa surface porteuse radialement externe 15E, formant en elle-même la surface d'appui de référence permettant le centrage du capot 7.
De même, et quel que soit du reste l'agencement retenu au niveau de la première branche 15, la nacelle 1 pourra de préférence être conçue de tel le sorte que le panneau externe aval 13 vienne au contact direct de la seconde branche de positionnement 16, c'est-à-dire du corps monolithique du centreur 1 2 nu , lad ite seconde branche 1 6, et plus préférentiel lement sa surface porteuse rad ialement interne 1 61 , formant en el le-même la surface d'appui, et plus particulièrement la surface de retenue radiale, permettant le centrage dudit panneau aval 13, le cas échéant via le crochet 22 embarqué par ce dernier.
Avantageusement, les organes à centrer, à savoir le capot 7 et le panneau aval 13, pourront ainsi prendre radialement leurs appuis respectifs sur un même solide de référence, qui minimise et donc optimise la chaîne de cotes entre lesdits appuis.
Selon une autre variante de réalisation, correspondant par exemple à celle des figures 4 et 7, la surface de réception 24 bombée est formée par une cale d'engagement 25 rapportée et fixée sur une surface porteuse, ici de préférence la surface radialement externe 15E, de la première branche de positionnement 15, de sorte à pouvoir ven ir s'interposer radialement entre ladite surface porteuse 15E de la première branche et la face correspondante, ici de préférence la face radialement interne 71, du capot de carter de soufflante 7.
Une tel le cale d'engagement 25 sera avantageusement prise en sandwich radialement, dans le sens de son épaisseur, d'un côté directement par le plateau (surface porteuse 1 5E) procuré par la première branche 15, et de l'autre côté directement par la face interne 71 du capot 7 qui est situé en vis- à-vis radial d e l ad ite prem i è re b ra n ch e 1 5, d e m a n ière ax ia l em ent chevauchante à celle-ci.
Ladite cale 25 pourra par exemple être vissée sur la surface porteuse radialement externe 15E de la première branche 15, le cas échéant par les même vis que celles permettant la fixation de ladite première branche 15 sur le rabat 20 de la collerette 18.
Lad ite cal e d 'engagement 25 pou rra par ailleurs former de préférence une interface de glissement, du genre garniture anti-frottement, permettant de réduire la résistance au frottement du capot 7 sur le centreur 12 lors de la mise en place dudit capot 7.
Plus globalement, et quel que soit son agencement, la première branche 15 pourra comporter une garniture anti-frottement 25, 26 destinée à faciliter le coulissement du capot de carter de soufflante 7 sur la surface de réception 24 de ladite première branche 15, ladite garniture étant réalisée dans un matériau à faible coefficient de frottement, par exemple en polymère tel que du PTFE.
Ledit matériau de garniture peut prendre la forme d'un revêtement 26, si la surface de réception est façonnée directement dans la première branche 15, ou bien encore d'une cale d'engagement 25, tel que cela a été détaillé plus haut.
Avantageusement, la présence d'une telle garn iture facilite le coul issement du capot 7 sur le centreur 1 2, en évitant tout grippage lors de l'assemblage.
Selon une autre variante de réalisation, les matériaux constitutifs du capot 7 d'une part, et du centreur 1 2 d'autre part pourront être choisis de sorte à présenter, l'un envers l'autre, un faible coefficient de frottement.
Par exemple, le capot 7 pourra être réalisé en fibres de carbone et le centreur 12 dans un autre matériau, par exemple en alliage d'aluminium.
Bien entendu, on pourrait envisager des aménagements analogues, avec cale d'engagement et/ou revêtement anti-adhérence, au niveau de l'interface de contact entre la seconde branche de positionnement 16 et le panneau externe aval 13, et plus particulièrement la rampe d'accostage 22 du crochet de retenue 21 .
En particulier, on pourrait réaliser ladite rampe d'accostage 22 en polymère, ou la revêtir d'un tel matériau.
L'invention concerne par ailleurs en tant que telle une nacelle 1 pour turboréacteur qui comporte au moins un centreur 12 selon l'invention, et de préférence une pluralité de centreurs 12 selon l'invention répartis autour de son axe directeur A, tel que cela est illustré sur la figure 1 .
Le nombre des centreu rs 1 2 et leu r répartition, éventuellement régulière, sur la circonférence de la nacelle 1 , pourront bien entendu dépendre des dimensions de ladite nacelle, ainsi que des efforts radiaux, notamment de pression ou de dépression , q ue devront supporter le capot de carter de soufflante 7, le panneau aval externe 1 3, et par conséquent lesdits centreurs 12.
Selon une variante préférentielle de réalisation, quelle que soit par ailleurs la configuration d'assemblage d u capot 7 sur l e centreu r 1 2 , l a première branche de positionnement 15 portera un joint pare-feu 27 qui vient au contact avec la surface correspondante, ici la face radialement interne 71, du capot de carter de soufflante 7, de manière à assurer l'étanchéité au feu du compartiment 28 qui doit accueillir la soufflante 6.
Tel que cela est illustré sur la figure 5, ledit joint pare-feu 27 pourra être du genre joint annulaire à lèvre.
Led it jo i nt 27 pourra avantageusement être plaq u é et serré radialement entre la première branche 15 et le rabat 20 de collerette 18.
L'invention concerne enfin en tant que tel un ensemble propulsif pour aéronef qui comporte un turboréacteur caréné par une nacelle 1 selon l'invention, ou bien encore un aéronef équipé d'un ou plusieurs ensembles propulsifs conformes à l'invention.
Bien entendu, l'invention ne sera nullement limitée aux variantes de réal isation susmentionnées, l'homme du métier étant notamment à même d ' i sol er ou d e com b i n er l i brem ent entre el l es l ' u n e et/ou l 'a utre d es caractéristiques décrites dans ce qui précède.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Centreur (12) destiné à intégrer une nacelle (1 ) de turboréacteur qui présente au moins un capot de carter de soufflante (7) et au moins un panneau externe aval (13), du genre panneau externe d'inverseur de poussée, devant être placés longitudinalement en enfilade, ledit centreur (12) étant caractérisé en ce qu'il comprend, d'un seul tenant :
■ une embase (14) permettant la fixation du centreur (12) au carter de soufflante (5),
■ une première branche de positionnement (15), venue de matière avec l'embase (14), en saillie vers l'amont, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur (A) de la nacelle (1 ), une première butée radiale conçue pour guider le capot de carter de soufflante (7),
■ une seconde branche de positionnement (16), venue de matière avec l'embase (14), en saillie vers l'aval, de sorte à former, par rapport à l'axe directeur (A) de la nacelle (1 ), une seconde butée radiale conçue pour guider le panneau externe aval (13), afin de pouvoir assurer le positionnement dudit panneau externe aval (13) sensiblement dans le prolongement affleurant du capot de carter de soufflante (7).
2. Centreur selon la revend ication 1 caractérisé en ce que, la première branche de positionnement (15) portant une surface de réception (24) contre laquelle le capot de carter de soufflante (7) est destiné à ven ir radialement en appui, ladite surface de réception (24) est bombée radialement vers ledit capot (7), et de préférence correspond sensiblement à une portion de sphère.
3. Centreur selon la revend ication 2 caractérisé en ce que la surface de réception (24) bombée est réalisée directement dans la matière constitutive de la première branche de positionnement (15).
4. Centreur selon la revend ication 2 caractérisé en ce que la surface de réception (24) bombée est formée par une cale d'engagement (25) rapportée et fixée sur une surface porteuse radialement externe (15E) de la première branche de positionnement (15), de sorte à pouvoir venir s'interposer radialement entre ladite surface porteuse (15E) de la première branche et la face interne (71) du capot de carter de soufflante (7).
5. Centreur selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que la première branche de positionnement (15) comporte une garniture anti-frottement (25, 26) destinée à faciliter le coulissement du capot de carter de soufflante (7) sur la surface de réception (24) de ladite première branche (15), ladite garniture étant réalisée dans un matériau à faible coefficient de frottement, par exemple en PTFE, qu i forme un revêtement (26) ou une cale d'engagement (25).
6. Nacelle (1 ) pou r tu rboréacteu r caractérisée en ce q u 'el l e comporte au moins un centreur (12) selon l 'u ne des revend ications précédentes, et de préférence une pluralité de centreurs (12) selon l'une des revendications précédentes répartis autour de son axe directeur (A).
7. Nacelle selon la revendication 6 caractérisée en ce que le capot de carter de soufflante (7) vient rad ialement en appu i contre une surface porteuse radialement externe (15E) de la première branche de positionnement (15), tandis que le panneau externe aval (13) présente un crochet de retenue (21 ) qui vient prendre radialement appui contre une surface porteuse radialement interne (161) de la seconde branche de positionnement (16).
8. Nacelle selon la revendication 6 ou 7 caractérisée en ce que le panneau externe aval (13) est formé par un panneau externe d'inverseur de poussée qui est monté mobile selon l'axe directeur (A) de la nacelle (1 ), et en ce que ledit panneau externe aval (13) est pourvu d'un crochet de retenue (21 ) radialement rentrant q u i présente u ne rampe d 'accostage (22) inclinée radialement de sorte à établir un contact progressif avec la seconde branche de positionnement (16) lorsque ledit panneau externe aval (13) se rapproche axialement du centreur (12).
9. Nacelle selon l'une des revendications 6 à 8 caractérisée en ce que la première branche de positionnement (15) porte un joint pare-feu (27) qui vient au contact avec la surface correspondante du capot de carter de soufflante (17), de manière à assurer l'étanchéité au feu du compartiment (28) qui doit accueillir la soufflante (6).
10. Ensemble propu lsif pou r aéronef caractérisé en ce q u ' i l comporte un turboréacteur caréné par u ne nacel le (1 ) selon l 'u ne des revendications 6 à 9.
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