WO2014195657A1 - Bielle de liaison profilée en deux pièces, prévue pour être disposée dans un flux d'un moteur d'aéronef - Google Patents

Bielle de liaison profilée en deux pièces, prévue pour être disposée dans un flux d'un moteur d'aéronef Download PDF

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main part
rod according
section
cover
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Hazem Kioua
Loïc CHAPELAIN
Jean Yves MEAL
Napolean NGUYEN TUONG
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Aircelle
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    • F16C7/00—Connecting-rods or like links pivoted at both ends; Construction of connecting-rod heads
    • F16C7/02—Constructions of connecting-rods with constant length
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2220/00—Shaping
    • F16C2220/60—Shaping by removing material, e.g. machining
    • F16C2220/62—Shaping by removing material, e.g. machining by turning, boring, drilling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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    • F16C2326/00—Articles relating to transporting
    • F16C2326/43—Aeroplanes; Helicopters

Definitions

  • the present invention relates to a connecting rod intended to be arranged in the aerodynamic flow of an aircraft engine, and an aircraft engine nacelle comprising such a connecting rod.
  • Some actuator assemblies for aircraft comprise a nacel forming a generally cylindrical outer casing, comprising inside a turbojet arranged along the longitudinal axis of this nacelle.
  • the turbojet engine receives fresh air at the front, and throws back the hot gases from the combustion of the fuel, which give a certain thrust.
  • fan blades arranged around the turbojet generate a large secondary flow of cold air along an annular vein between the engine and the nacelle, which adds a high thrust.
  • the nacelle comprises for turbofan engines, from the front an upstream section comprising the air inlet, a median section surrounding the secondary flow blower, and a downstream section located at the combustion chamber.
  • turbojet engine which may include various systems such as thrust reverser devices, and a throttle nozzle.
  • the engine is connected to the aircraft by a mast forming a profile plane along the longitudinal axis, which passes through the nacel to su bear the turbojet engine. All the components found in the aerodynamic flows, particularly in the hot and cold gas streams with high velocities, must provide good aerodynamic performance in order to limit the braking of the gases and the thrust losses.
  • rods have important functional requirements, including a good aerodynamic profile, a high resistance to mechanical stresses and thermal conditions, and a m me n i m m a m e.
  • the manufacturing processes must be particularly reliable.
  • the assembly of the fixing ends on the bar can be done by welding, which gives a relatively compact connection, but with difficulties of control.
  • This assembly can also be done by mechanical means, but in this case it is relatively bulky.
  • this type of rod comprising three parts assembled to transmit the forces, involves a relatively high production cost.
  • the present invention is intended to avoid these disadvantages of the prior art.
  • a link rod intended to be arranged in a flow of an aircraft engine, comprising a bar which serves the longitudinal profiled ire, having, at each end, fastening means, characterized in that it comprises a main part comprising a central longitudinal part with a hollow cross section open on one side, generally forming a "U", and at each end the fastening means made of the same material to form a single piece, this connecting rod further comprising a longitudinal cap attached closing the opening of the cross section of the main piece to form the profiled tubular bar.
  • this type of connecting rod is that with the fastening means directly formed in the main part, and the cover closing the opening of the cross section, a connecting rod is made comprising a high mechanical strength, and a reduced mass. thanks to the hollow of the tubular bar, without using methods of connection tips reported that are expensive.
  • this rod may include a closed outer contour with good aerodynamic characteristics, which limits the braking of air or gas flows, and improves the performance of the engine.
  • the connecting rod according to the invention may furthermore comprise one or more of the following characteristics, which may be combined with each other.
  • the hollow cross section generally forms an open "U" intended to be oriented towards the downstream side of the flow, comprising two lateral wings.
  • U open
  • the leading edge not including a connection favors flow flows.
  • the two lateral wings extend in the direction of flow about three-quarters of the total height of the tubular bar, which gives a high resistance to this bar.
  • the hood has two lateral wings each comprising a flange which fits inside the downstream end of a wing of the main room. This arrangement ensures a good fit of the outer surfaces.
  • each wing of the hood comprises a continuous recess facing outwards, forming the flanges which fit inside the downstream ends of the wings.
  • This provides a continuous support of the two parts over the entire longitudinal length.
  • the cover can be attached to the main part by welding or gluing. In this way, this hood reinforces the main room.
  • each wing of the hood comprises lugs which extend along the axis of the flow, forming the flanges which fit inside the downstream end of the wings.
  • Each leg may have a bore which is fitted to a corresponding hole in the wings of the main piece to receive a fastener. This arrangement may allow easier disassembly of the hood.
  • each end of the assembled tubular bar is connected to its attachment means by a slope forming a progressive connection, in order to avoid stress concentrations.
  • the invention also relates to a turbojet engine nacelle, this nacelle having connecting rods comprising any one of the preceding characteristics, and supporting internal elements.
  • FIG. 1 is a perspective view of a complete connecting rod according to the invention, comprising a main part comprising the leading edge, and a cap comprising the trailing edge;
  • FIG. 3 is a perspective view of the main piece alone
  • FIG. 4 is a perspective view of a hood alone according to a variant.
  • FIG. 5 is a cross section of the cover.
  • Figures 1 to 3 show a connecting rod comprising a central portion forming a longitudinal bar 2 of tubular cross-section substantially constant, having at each end fastening means 8.
  • the cross section of the tubular bar 2 comprises a generally oval aerodynamic outside contour, comprising a height along the axis "X" intended to be arranged in the direction of a flow coming from the upstream (indicated by an arrow "F” ), hot gases or air generated by an aircraft engine.
  • the height of the oval section is about three times greater than its width along the "Y" axis.
  • the symmetrical section with respect to the X axis comprises an upstream side comprising the leading edge 10, and an opposite downstream side comprising the trailing edge 12.
  • the tubular bar 2 is formed by the rectilinear longitudinal portion of a main part 4 located on the upstream side, comprising a recess which is closed by a cover 6 located on the downstream side.
  • the main piece 4 comprises at the ends of its longitudinal portion the two fastening means 8, the assembly being made of the same material (including a metal alloy) to directly form a single piece.
  • the longitudinal portion of the main part 4 has a cross section forming a "U" comprising in the center the leading edge 10, connecting two wings 14 arranged on each side.
  • the height of this section extends beyond the direction of the flow F, about three-quarters of the total height of the tubular bar 2.
  • the inner hollow of the longitudinal part of the main part 4 comprises two parallel sides 16 constituting the inside of each wing 14, and a perpendicular bottom 18 connected to the sides by means of connecting radii.
  • the inner hollow thus forms the wings 14 having a relatively thin thickness, which are interconnected by a central portion more massive.
  • the cover 6 also has a section forming a "U”, comprising in the center the trailing edge 12, connecting two wings 20 arranged on each side.
  • the inner recess of the cover 6 comprises, as for the main part 4, two parallel sides 22 constituting the inside of each flange 20, and a perpendicular bottom 24 connected to these sides by means of the connecting radius.
  • each wing 20 of the hood 6 com carries a continuous outwardly facing recess 26, which fits tightly the downstream end of a wing 14 of the main part 4.
  • the outer contours of the two wings 14, 20 and connected together, are adjusted to form a smooth outer surface that promotes the aerodynamics of the tubular bar 2.
  • the main part 4 and / or the cover 6 are each made by machining a block of material (such as a metal alloy), to obtain homogeneous and resistant parts, simple to control. Note that the inner recesses of these open parts are easy to machine.
  • the cover 6 can be fixed on the main part 4 by any known means, including a welding or gluing. This provides a cover 6 which closes the inner recess of the main part 4, perfectly adjusted to obtain a good aerodynamic profile.
  • Each fastening means of the ends of the main part 4 constitutes a ring 8 comprising a central bore 30 whose axis is arranged parallel to the axis X.
  • these rings 8 exceed the width of the bar tubular 2, and have an outer diameter equal to about twice this width.
  • Each end of the tubular bar 2 comprising the main piece assembly 4 and cover 6, is connected to its ring 8 by a slope 32, 34 in the XZ plane, which is formed on each side of this ring.
  • the connecting slopes 32 of one end are steeply inclined, and the slopes 34 of the other end are slightly inclined.
  • the light weight is obtained with a slight amount of high mechanical strength thanks to the machining of the main part 4, comprising in the same material the longitudinal part and its two attachment means 8 at the ends.
  • this main room 4 is easy to control.
  • Figures 4 and 5 show alternatively a cover 6 comprising wings 20 whose edges facing the upstream side, terminate in a straight section which is parallel to the Y axis, without recess facing outwards.
  • Each wing 20 comprises at each longitudinal end a tab 40 which extends along the axis X, forming a flange coming to be applied on the inner side 16 of the wings 14 of the main part 4, in order to precisely adjust the outer contour hood 6 on that of this main room.
  • Each lug 40 has a central bore 42 which is fitted on a corresponding hole of the wings 14 of the main part 4, in order to receive a fastening element such as a screw or a rivet.

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Abstract

Bielle de liaison profilée en deux pièces, prévue pour être disposée dans un flux d'un moteur d'aéronef Bielle de liaison prévue pour être disposée dans un flux (F) d'un moteur d'aéronef, comprenant une barre tubulaire longitudinale profilée (2) disposant à chaque extrémité de moyens de fixation (8), caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale (4) comprenant une partie centrale longitudinale disposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation (8) réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot longitudinal (6) refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée (2).

Description

Bielle de liaison profilée en deux pièces, prévue pour être disposée dans un flux d'un moteur d'aéronef
La présente invention concerne une bielle de liaison destinée à être disposée dans le flux aérodynamique d'un moteur d'aéronef, ainsi qu'une nacelle de moteur d'aéronef comportant une telle bielle.
Certains ensembles de motorisation pour les aéronefs comportent une nacel le formant une enveloppe extérieure globalement cyl indriq ue, comprenant à l'intérieur un turboréacteur disposé suivant l'axe longitudinal de cette nacelle.
Le turboréacteur reçoit à l'avant de l'air frais, et rejette vers l'arrière les gaz chauds issus de la combustion du carburant, qui donnent une certaine poussée. Pour les turboréacteurs à double flux, des aubes de soufflante disposées autour du turboréacteur génèrent un flux secondaire important d'air froid le long d'une veine annulaire se trouvant entre le moteur et la nacelle, qui ajoute une poussée élevée.
La nacelle comporte pour les turboréacteurs à double flux, en partant de l'avant un tronçon amont comprenant l'entrée d'air, un tronçon médian entourant la soufflante du flux secondaire, et un tronçon aval se trouvant au niveau de la chambre de combustion du turboréacteur, qui peut comporter différents systèmes comme des dispositifs d'inversion de poussée, et une tuyère d'éjection des gaz.
La motorisation est reliée à l'aéronef par un mât formant un plan profilé su ivant l 'axe long itud inal , q u i traverse la nacel le pour su pporter le turboréacteur. L'ensemble des composants qui se trouvent dans les flux aérodynam iques, en particul ier dans les flux de gaz chauds et froids comportant des vitesses élevées, doivent assurer une bonne performance aérodynamique afin de limiter le freinage des gaz et les pertes de poussée.
Pour assurer des liaisons entre différents éléments dans la nacelle, on peut disposer dans les flux de gaz des bielles profilées, comme des bras de suspension dans la zone de la soufflante, ou des bielles de volets d'un inverseur de poussée disposées dans le flux secondaire.
Ces bielles ont des exigences fonctionnelles importantes, comportant notamment un bon profil aérodynamique, une résistance élevée en regard des contraintes mécan iques et des cond itions thermiques, ainsi qu'une m asse m i n i m a l e . De pl u s , l es procédés de fabrication doivent être particulièrement fiables.
Il est connu de réaliser des bielles massives usinées entièrement dans u n même bloc de matière, afin d 'obten i r en u ne seu l e pièce la barre comprenant le profil aérodynamique souhaité, ainsi que les moyens de liaison à ses extrémités. Ce type de bielle comprenant une forme pleine pour réaliser le profil aérodynamique, comporte alors une masse importante.
Il est connu aussi pour constituer la bielle, d'utiliser une barre tubulaire de section constante sur laquelle on fixe à chaque extrémité un embout de fixation. O n n ote ra q u e les assemblages des embouts sur la barre, transmettant les efforts appliqués sur la bielle, sont soumis aux contraintes mécaniques transmises par cette bielle.
L'assemblage des embouts de fixation sur la barre peut être fait par soudure, ce qui donne une l iaison relativement compacte, mais comportant des d ifficultés de contrôle. Cet assemblage peut aussi être fait par des moyens mécaniques, mais dans ce cas il est relativement encombrant.
Par ailleurs, ce type de bielle, comprenant trois parties assemblées pour transmettre les efforts, implique un coût de production relativement élevé.
La présente invention a notamment pour but d'éviter ces inconvénients de la technique antérieure.
Elle propose à cet effet une bielle de liaison prévue pour être disposée dans u n fl ux d ' u n moteu r d 'aéronef, com prenant u ne barre tu bu l a ire longitudinale profilée, disposant à chaque extrémité de moyens de fixation, caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale comprenant une partie centrale long itudinale d isposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot longitudinal rapporté refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée.
Un avantage de ce type de bielle de liaison est qu'avec les moyens de fixation directement formés dans la pièce principale, et le capot fermant l'ouverture de la section transversale, on réalise une bielle comprenant une résistance mécanique élevée, et une masse réduite grâce au creux de la barre tubulaire, sans utiliser de procédés de raccordement d'embouts rapportés qui sont onéreux. De plus, cette bielle peut comporter un contour extérieur fermé comprenant de bonnes caractéristiques aérodynamiques, ce qui limite le freinage des flux d'air ou de gaz, et améliore les performances de la motorisation.
La bielle de liaison selon l'invention peut comporter de plus une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, qui peuvent être combinées entre elles.
Avantageusement, la section transversale creuse forme globalement un « U » ouvert destiné à être orienté vers le côté aval du flux, comportant deux ailes latérales. De cette manière, le bord d'attaque ne comprenant pas de raccordement favorise les écoulements du flux.
Avantageusement, les deux ailes latérales se prolongent suivant le sens du flux sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire, ce qui donne une résistance élevée à cette barre.
Avantageusement, le capot comporte deux ailes latérales comprenant chacune un rebord qui s'ajuste à l'intérieur de l'extrémité aval d'une aile de la pièce principale. Cette disposition permet d'assurer un bon ajustement des surfaces extérieures.
Selon un mode de réalisation, l'extrém ité amont de chaque aile du capot comporte un décrochement continu tourné vers l'extérieur, formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur des extrémités aval des ailes. On réalise ainsi un appui continu des deux pièces sur toute la longueur longitudinale. Le capot peut être fixé sur la pièce principale par une soudure ou un collage. De cette manière, ce capot renforce la pièce principale.
Selon un autre mode de réalisation, chaque aile du capot comporte des pattes qui s'étendent suivant l'axe du flux, formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur de l'extrémité aval des ailes. On réalise ainsi des appuis ponctuels entre les deux pièces.
Chaque patte peut comporter un perçage qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes de la pièce principale, afin de recevoir un élément de fixation. Cette disposition peut permettre un démontage plus facile du capot.
Avantageusement, chaque extrémité de la barre tubulaire assemblée est raccordée à so n moyen de fixation par une pente formant un raccordement progressif, afin d'éviter des concentrations de contraintes.
L'invention a aussi pour objet une nacelle de turboréacteur, cette nacelle disposant de bielles de liaison comportant l'une quelconque des caractéristiques précédentes, et supportant des éléments intérieurs.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description ci-après, donnée à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective d'une bielle complète selon l'invention, comprenant une pièce principale comportant le bord d'attaque, et un capot comportant le bord de fuite ;
- la figure 2 est une coupe transversale de la partie longitudinale de cette bielle ;
- la figure 3 est une vue en perspective de la pièce principale seule ;
- la figure 4 est une vue en perspective d'un capot seul selon une variante ; et
- la figure 5 est une coupe transversale de ce capot.
Les figures 1 à 3 présentent une bielle comprenant une partie centrale formant une barre longitudinale 2 de section transversale tubulaire sensiblement constante, disposant à chaque extrémité de moyens de fixation 8.
La section transversale de la barre tubulaire 2 comporte un contour extérieur aérodynamique globalement ovale, comprenant une hauteur suivant l'axe « X » prévue pour être disposée dans le sens d'un flux venant de l'amont (indiqué par une flèche « F »), de gaz chauds ou d'air générés par un moteur d'aéronef. La hauteur de la section ovale est environ trois fois plus grande que sa largeur suivant l'axe « Y ».
La section symétrique par rapport à l'axe X, comporte un côté amont comprenant le bord d'attaque 10, et un côté aval opposé comprenant le bord de fuite 12.
La barre tubulaire 2 est formée par la partie longitudinale rectiligne d'une pièce principale 4 se trouvant du côté amont, comprenant un creux qui est fermé par un capot 6 se trouvant du côté aval . La pièce principale 4 comporte aux extrémités de sa partie longitudinale les deux moyens de fixation 8, l'ensemble étant réalisé dans la même matière (notamment un alliage métallique) pour former directement une seule pièce.
La partie longitudinale de la pièce principale 4 comporte une section transversale formant un « U » comprenant au centre le bord d'attaque 10, reliant deux ailes 14 disposées de chaque côté. La hauteur de cette section se prolonge su ivant le sens du flux F, sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire 2.
Le creux intérieur de la partie longitudinale de la pièce principale 4 comporte deux côtés parallèles 16 constituant l'intérieur de chaque aile 14, et un fond perpend iculaire 1 8 raccordé aux côtés pa r d es rayons de raccordement. Le creux intérieur forme ainsi les ailes 14 disposant d'une épaisseur relativement mince, qui sont reliées entre elles par une partie centrale plus massive.
Le capot 6 comporte aussi une section formant un « U », comprenant au centre le bord de fuite 12, reliant deux ailes 20 disposées de chaque côté. Le creux intérieur du capot 6 comporte comme pour la pièce principale 4, deux côtés parallèles 22 constituant l'intérieur de chaque aile 20, et un fond perpendiculaire 24 raccordé à c e s côtés pa r d es rayon s d e raccordement.
L'extrém ité amont de chaque aile 20 du capot 6 com porte u n décrochement 26 continu tourné vers l'extérieur, qui reçoit de manière ajustée l'extrémité aval d'une aile 14 de la pièce principale 4. Les contours extérieurs des deux ailes 14, 20 ainsi reliées ensemble, sont ajustés de manière à former une surface extérieure lisse qui favorise l'aérodynamisme de la barre tubulaire 2.
La pièce principale 4 et/ou le capot 6 sont réalisées chacune par usinage d'un bloc de matière (telle qu'un alliage métallique), permettant d'obtenir des pièces homogènes et résistantes, simples à contrôler. On notera que les creux intérieurs de ces pièces ouvertes sont faciles à usiner.
Le capot 6 peut être fixé sur la pièce principale 4 par tous moyens connus, comprenant notamment une soudure ou un collage. On obtient ainsi un capot 6 qui referme le creux intérieur de la pièce principale 4, de manière parfaitement ajustée pour obtenir un bon profil aérodynamique.
Chaque moyen de fixation des extrémités de la pièce principale 4, constitue un anneau 8 comprenant un perçage central 30 dont l'axe est disposé parallèlement à l'axe X. Suivant l'axe Y, ces anneaux 8 dépassent de la largeur de la barre tubulaire 2, et comportent un diamètre extérieur égal à environ deux fois cette largeur.
Chaque extrémité de la barre tubulaire 2 comprenant l'ensemble pièce principale 4 et capot 6, est raccordée à son anneau 8 par une pente 32, 34 dans le plan X-Z, qui est formée de chaque côté de cet anneau. On réalise ainsi un raccordement progressif de la barre tubulaire 2 avec les anneaux d'extrémité 8, qui permet d'éviter une concentration de contraintes au niveau des raccordements entre cette barre et ces moyens de fixation. En particulier, les pentes de raccordement 32 d'une des extrémités sont fortement inclinées, et les pentes 34 de l'autre extrémité sont faiblement inclinées.
On obtient a i nsi u ne biel le légère, com portant u ne résistance mécanique élevée grâce à la réalisation par usinage de la pièce principale 4, comprenant dans la même matière la partie longitudinale et ses deux moyens de fixation 8 aux extrémités. De plus, cette pièce principale 4 est facile à contrôler.
On notera que les ailes 14 de la pièce principale 4, présentant une grande hauteur, donnent à cette pièce une rigidité élevée.
Les figures 4 et 5 présentent en variante un capot 6 comprenant des ailes 20 dont les bords tournées vers le côté amont, se terminent par une coupe droite qui est parallèle à l'axe Y, sans décrochement tourné vers l'extérieur.
Chaque aile 20 comporte à chaque extrémité longitudinale une patte 40 qui s'étend suivant l'axe X, formant un rebord venant s'appliquer sur le côté intérieur 16 des ailes 14 de la pièce principale 4, afin d'ajuster précisément le contour extérieur du capot 6 sur celui de cette pièce principale.
Chaque patte 40 comporte un perçage central 42 qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes 14 de la pièce principale 4, afin de recevoir un élément de fixation comme une vis ou un rivet.
On réalise ainsi de cette manière une fixation simple et économique du capot 6 sur la pièce principale 4, qu i peut permettre en particul ier un démontage ultérieur, pour réaliser par exemple un contrôle de ces pièces.

Claims

REVENDICATIONS
1 - Bielle de liaison prévue pour être disposée dans un flux (F) d'un moteur d'aéronef, comprenant une barre tubulaire longitudinale profilée (2) disposant à chaque extrémité de moyens de fixation (8), caractérisée en ce qu'elle comporte une pièce principale (4) comprenant une partie centrale longitudinale disposant d'une section transversale creuse ouverte sur un côté, formant globalement un « U », et à chaque extrémité les moyens de fixation (8) réalisés dans la même matière pour former une seule pièce, cette bielle comportant de plus un capot long itudinal (6) rapporté refermant l'ouverture de la section transversale de la pièce principale pour former la barre tubulaire profilée (2).
2 - Bielle de liaison selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la section transversale creuse forme globalement un « U » ouvert destiné à être orienté vers le côté aval du flux (F), comportant deux ailes latérales (14).
3 - Bielle de liaison selon la revendication 2, caractérisée en ce que la section transversale avec ses deux ailes latérales (14) se prolonge suivant le sens du flux (F), sur environ les trois-quarts de la hauteur totale de la barre tubulaire (2).
4 - Bielle de liaison selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que le capot (6) comporte deux ailes latérales (20) comprenant chacune un rebord (26, 40) qui s'ajuste à l'intérieur (16) de l'extrémité aval d'une aile (14) de la pièce principale (4).
5 - Bielle de liaison selon la revendication 4, caractérisée en ce que l 'extrém ité amont d e chaq ue a ile (20) du capot (6) comporte un décrochement (26) continu tourné vers l'extérieur, formant le rebord qui s'ajuste à l'intérieur (16) de l'extrémité aval d'une aile (14).
6 - Bielle de liaison selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le capot (6) est fixé sur la pièce principale (4) par une soudure ou un collage. 7 - Bielle de liaison selon la revendication 5, caractérisée en ce que chaque aile (20) comporte des pattes (40) qui s'étendent suivant l'axe du flux (F), formant les rebords qui s'ajustent à l'intérieur (16) de l'extrémité aval des ailes (14).
8 - Bielle de liaison selon la revendication 7, caractérisée en ce que chaque patte (40) comporte un perçage (42) qui est ajusté sur un perçage correspondant des ailes (14) de la pièce principale (4), afin de recevoir un élément de fixation.
9 - Bielle de l iaison selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque extrémité de la barre tubulaire
(2) assemblée est raccordée à son moyen de fixation (8) par une pente (32, 34) formant un raccordement progressif.
10 - Nacelle de turboréacteur, caractérisée en ce qu'elle dispose de bielles de liaison réalisées selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour supporter des éléments intérieurs.
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FR3035605A1 (fr) * 2015-04-28 2016-11-04 Alain Toufine Procede d'obtention de poutre tubulaire creuse raidie en flexion, torsion et compression / flambement et ame de poutre et extremites de poutre obtenues par fusion de poudres et gradients metallurgiques

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